DE102020113051A1

DE102020113051A1 - Gasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE102020113051A1
Application number: DE102020113051.1A
Authority: DE
Inventors: Craig W. BEMMENT
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2019-05-23
Filing date: 2020-05-14
Publication date: 2020-11-26
Also published as: US20200370512A1; GB201907258D0; CN213510751U; FR3096407A1; FR3096407B1

Abstract

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) Folgendes umfasst: einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26) umfasst, welche die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und eine Gondel (21), die den Triebwerkskern (11) umgibt und einen Bypass-Kanal (22) und eine Bypass-Auslassdüse (18) definiert, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) derart konfiguriert ist, dass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine und einer vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse unter maximalen Abhebebedingungen größer als rund 0,655 ist.

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug.
Mantelstrom-Gasturbinentriebwerke für den Antrieb von Flugzeugen weisen viele Konstruktionsfaktoren auf, die den Gesamtwirkungsgrad und die Leistungsabgabe oder den Schub beeinflussen. Um einen höheren Schub bei einem hohen Wirkungsgrad zu ermöglichen, kann ein Fan mit größerem Durchmesser verwendet werden. Wenn der Durchmesser des Fans erhöht wird, neigt jedoch die erforderliche niedrigere Drehzahl des Fans dazu, mit den Anforderungen der Turbinenkomponente, mit der die Kernwelle verbunden ist, typischerweise einer Niederdruckturbine, in Konflikt zu treten. Eine optimalere Kombination kann erreicht werden, indem ein Getriebe zwischen dem Fan und der Kernwelle eingeschlossen wird, was es dem Fan ermöglicht, mit einer reduzierten Drehzahl zu arbeiten, und ermöglicht daher einen größeren Fan, während eine hohe Drehzahl für die Niederdruckturbine aufrechterhalten wird, was ermöglicht, dass der Gesamtdurchmesser der Turbine verringert wird.
Ein hoher Antriebswirkungsgrad für ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk wird durch einen hohen Massenstrom durch das Triebwerk erreicht. Dies kann zum Teil durch Erhöhen des Bypass-Verhältnisses des Triebwerks ermöglicht werden, welches das Verhältnis zwischen der Massenströmungsrate des Bypass-Stroms und der Massenströmungsrate ist, die in den Triebwerkskern eintritt. Um ein hohes Bypass-Verhältnis mit einem größeren Fan zu erreichen, während ein optimales Übersetzungsverhältnis und eine optimale Fan-Drehzahl aufrechterhalten werden, kann es erforderlich sein, dass die Größe des Triebwerkskerns, insbesondere der Niederdruckturbine, zunimmt, was die Integration eines größeren Fantriebwerks unter einem Flugzeugflügel erschweren würde. Ein allgemeines zu adressierendes Problem besteht daher darin, wie ein hoher Antriebswirkungsgrad für ein größeres Getriebe-Gasturbinentriebwerk zu erreichen ist, während ermöglicht wird, dass das Triebwerk in ein Flugzeug integriert werden kann.
Ein allgemeines Ziel für Getriebe-Gasturbinentriebwerke insbesondere, wenn der Fan im Durchmesser wächst, ist, in der Lage sein, das Triebwerk mit einem hohen Antriebswirkungsgrad zu gestalten, und damit eine geringe spezifische Treibstoffverbrennung, sowie das Triebwerk mit einem minimalen Installationsmehraufwand effektiv in das Flugzeug zu integrieren, d. h. mit minimalen Änderungen, die an der gesamten Flugzeuggestaltung notwendig sind.
Gemäß einem ersten Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
eine Gondel, die den Treibwerkskern umgibt und einen Bypass-Kanal und eine Bypass-Auslassdüse definiert,
wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen
Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine und einer vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse unter maximalen Abhebebedingungen größer als rund 0,655 ist.

Maximale Abhebebedingungen (maximum take-off (MTO) conditions) können definiert werden als ein Betreiben des Triebwerks bei einem Druck der Internationalen Standardatmosphäre (ISA) auf Meeresniveau und Temperaturbedingungen +15 °C bei maximalem Abhebeschub am Ende der Startbahn, die typischerweise bei einer Geschwindigkeit des Flugzeugs von rund 0,25 Mn, oder zwischen rund 0,24 und 0,27 Mn ist. Maximale Abhebebedingungen für das Triebwerk können daher definiert werden als ein Betreiben des Triebwerks bei einem maximalen Abhebeschub für das Triebwerk bei ISA-Meeresniveaudruck und einer Temperatur von +15 °C mit einer Fan-Einlassgeschwindigkeit von 0,25 Mn.
Eine Gasturbine gemäß der Erfindung ermöglicht einen reduzierten Turbinenauslassbereich durch die Verwendung einer höheren Austrittsgeschwindigkeit, wodurch die Turbine mit einer höheren Drehzahl und dadurch mit einem verringerten Gesamtdurchmesser betrieben werden kann. Dies wiederum ermöglicht ein hohes Bypass-Verhältnis und einen hohen Antriebswirkungsgrad, was es ermöglicht, dass ein Triebwerk mit einem Fan mit einem größeren Durchmesser mit einem minimalen Installationsmehraufwand in das Flugzeug integriert werden kann.
Das erste Geschwindigkeitsverhältnis kann in manchen Beispielen mehr als rund 0,69 unter maximalen Abhebebedingungen betragen.
Das Triebwerk kann ferner derart konfiguriert sein, dass ein zweites Geschwindigkeitsverhältnis zwischen der voll expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse unter maximalen Abhebebedingungen und unter Reiseflugbedingungen weniger als rund 0,82, und optional größer als rund 0,7 ist. Eine relativ geringe Austrittsgeschwindigkeit aus der kalten Düse des Triebwerks beim Abheben neigt dazu, den Antriebswirkungsgrad zu verbessern. Die gleiche kalte Düse kann eine große Änderung der Austrittsgeschwindigkeit zwischen Abhebe- und Reiseflugbedingungen ohne die Notwendigkeit für eine Düse mit variabler Öffnung aufweisen.
Ein erstes Bypass-Verhältnis des Triebwerks unter maximalen Abhebebedingungen dividiert durch ein zweites Bypass-Verhältnis des Triebwerks unter Reiseflugbedingungen kann kleiner als rund 0,82 sein.
Ein erster spezifischer Schub des Triebwerks unter Maximalbedingungen dividiert durch einen zweiten spezifischen Schub unter Reiseflugbedingungen kann kleiner als rund 0,82 sein.
Das erste Geschwindigkeitsverhältnis kann kleiner als rund 1,1 oder 1,0 sein.
Ein Bypass-Verhältnis des Triebwerks kann bei Reiseflugbedingungen größer als rund 10 sein, zum Beispiel zwischen rund 10 und rund 20 bei Reiseflugbedingungen.
Das Gasturbinentreibwerk kann ein Getriebe umfassen, das eine Eingabe von der Kernwelle aufnimmt und einen Antrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Weitere optionale Merkmale bezüglich des Getriebes sind nachstehend beschrieben. In solch einer Anordnung, in der die Turbine eine erste Turbine, der Verdichter ein erster Verdichter und die Kernwelle eine erste Kernwelle ist, kann der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle angeordnet sind, um sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Gemäß einem zweiten Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
eine Gondel, die den Treibwerkskern umgibt und einen Bypass-Kanal und eine Bypass-Auslassdüse definiert,
wobei das Verfahren das Betreiben der Gasturbine bei maximalen Abhebebedingungen umfasst, sodass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine und einer vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse größer als rund 0,655 ist.

Die oben in Bezug auf den ersten Aspekt beschriebenen optionalen und vorteilhaften Merkmale können auch auf das Verfahren gemäß dem zweiten Aspekt angewendet werden.
Reiseflugbedingungen können definiert werden als eine Vorwärts-Machzahl zwischen 0,7 und 0,9 in einer Höhe zwischen 10000 m und 15000 m. Andere Bedingungen wie beispielsweise Temperatur und Druck hängen weitgehend von der Höhe ab.
Wie an anderer Stelle hierin angemerkt, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, eine Brennkammer, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fan-Schaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, obwohl nicht ausschließlich, für Fans vorteilhaft sein, die über ein Getriebe angetrieben werden. Dementsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das eine Eingabe von der Kernwelle aufnimmt und einen Antrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Die Eingabe in das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle, zum Beispiel über eine Stirnwelle und/oder ein Zahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann die Turbine und den Verdichter starr verbinden, sodass die Turbine und der Verdichter mit der gleichen Drehzahl rotieren (wobei der Fan mit einer niedrigeren Geschwindigkeit rotiert).
Das Getriebe kann ein Umlaufrädergetriebe, umfassend ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von durch einen Trägerarm verbundenen Planetenrädern und einen äußeren Zahnkranz umfassen, wobei der Fan mit dem Trägerarm verbunden ist. Diese Anordnung, die als eine Planetenanordnung bekannt ist, wird für höhere Übersetzungsverhältnisse bevorzugt, wohingegen eine alternative Sternanordnung für niedrigere Übersetzungsverhältnisse, d. h. rund 3,4 und darunter, tendenziell bevorzugt wird. Ein höheres Übersetzungsverhältnis ermöglicht eine Turbine mit einer höheren Betriebsdrehzahl, die daher im Durchmesser kleiner gehalten werden kann.
Das Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jede geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Rein beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter und die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
In einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann angeordnet sein, um einen Strom von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen allgemein ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise während des Betriebs) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel).
Beispielsweise kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise während des Betriebs) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht von der zweiten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Alternativ kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es von einer beliebigen oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise von der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Das Getriebe ist ein Untersetzungsgetriebe (dadurch gekennzeichnet, dass die Abgabe an den Fan eine niedrigere Drehzahl als die Eingabe von der Kernwelle ist). Jeder Typ von Getriebe kann verwendet werden. Beispielsweise kann das Getriebe ein „Planeten“- oder „Stern“-Getriebe sein, wie an anderer Stelle hierin ausführlicher beschrieben. Das Getriebe kann ein beliebiges Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle geteilt durch die Drehzahl der Abtriebswelle), zum Beispiel 2,5 oder höher, zum Beispiel im Bereich von 3 bis 4,2, zum Beispiel in der Größenordnung von oder mindestens 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 oder 4,2. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz liegen. Ein höheres Übersetzungsverhältnis kann für ein Getriebe vom „Planetentyp“ geeigneter sein. In manchen Anordnungen kann das Übersetzungsverhältnis außerhalb dieser Bereiche liegen.
In jedem Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine Brennkammer axial stromabwärts des Fans und des/der Verdichter(s) bereitgestellt sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts (beispielsweise am Ausgang) des zweiten Verdichters befinden, wenn ein zweiter Verdichter bereitgestellt ist. Als weiteres Beispiel kann der Strom am Ausgang der Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine bereitgestellt werden, wenn eine zweite Turbine bereitgestellt ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) bereitgestellt sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen, die variable Statorschaufeln sein können (indem ihr Einfallswinkel variabel sein kann). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial inneren gasgespülten Stelle, oder einer 0-%-Spannweitenposition, zu einer Spitze an einer 100-%-Spannweitenposition erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zu dem Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung sein von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zu dem Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemein als das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Vorderkante (oder dem axial vordersten Teil) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den gasgespülten Abschnitt der Fanschaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittelachse des Triebwerks und der Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Vorderkante gemessen werden. Der Fan-Durchmesser (der einfach das Doppelte des Radius des Fans betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung sein von): 250 cm (rund 100 Zoll), 260 cm, 270 cm (rund 105 Zoll), 280 cm (rund 110 Zoll), 290 cm (rund 115 Zoll), 300 cm (rund 120 Zoll), 310 cm, 320 cm (rund 125 Zoll), 330 cm (rund 130 Zoll), 340 cm (rund 135 Zoll), 350 cm, 360 cm (rund 140 Zoll), 370 cm (rund 145 Zoll), 380 (rund 150 Zoll) cm, 390 cm (rund 155 Zoll). Der Fan-Durchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Die Drehzahl des Fans kann während des Betriebs variieren. Allgemein ist die Drehzahl für Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reisebedingungen kleiner als 2500 U/min sein, beispielsweise kleiner als 2300 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reisebedingungen für ein Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm aufweist (zum Beispiel 250 cm bis 280 cm), im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min liegen, zum Beispiel im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm aufweist, im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min liegen, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min.
Beim Betrieb des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fan-Schaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fan-Schaufel mit einer Geschwindigkeit U_tip bewegt. Die Arbeit, die von den Fan-Schaufeln 13 auf den Strom geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH des Stroms. Eine Fan-Spitzenbelastung kann definiert werden als dH/U_tip ², wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der eindimensionale mittlere Enthalpieanstieg) über den Fan ist und U_tip die (Translations-)Geschwindigkeit der Fan-Spitze ist, beispielsweise an der Vorderkante der Spitze (die als Fan-Spitzenradius an der Vorderkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert sein kann). Die Fan-Spitzenbelastung unter Reiseflugbedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung sein von): 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 (wobei alle Einheiten in diesem Absatz Jkg^-1K^-1/(ms^-1)² sind). Die Fan-Spitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypass-Verhältnis aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis als das Verhältnis der Massenströmungsrate des Stroms durch den Bypass-Kanal zu der Massenströmungsrate des Stroms durch den Kern unter Reisebedingungen definiert ist. In einigen Anordnungen kann das Bypass-Verhältnis größer als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 oder 20. Das Bypass-Verhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypass-Kanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypass-Kanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radial äußere Oberfläche des Bypass-Kanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fan-Gehäuse definiert sein.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer) definiert werden. Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reisebedingungen größer als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Spezifischer Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert werden. Unter Reisebedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kleiner als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 110 Nkg^-1s, 105 Nkg^-1s, 100 Nkg^-1s, 95 Nkg^-1s, 90 Nkg^-1s, 85 Nkg^-1s oder 80 Nkg^-1s. Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub aufweisen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub zu erzeugen von mindestens (oder in der Größenordnung von) einem der folgenden: 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550 kN. Der maximale Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei Standardatmosphärenbedingungen auf Meeresniveau plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) sein, wobei das Triebwerk statisch ist.
In Betrieb kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET (turbine entry temperature, Turbineneintrittstemperatur) bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zur Brennkammer gemessen werden, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Unter Reisebedingungen kann die TET mindestens eine (oder in der Größenordnung einer) der folgenden sein: 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K. Die TET unter Reisebedingungen kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET beim Betrieb des Triebwerks kann beispielsweise mindestens eine (oder in der Größenordnung einer) der folgenden sein: 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann zum Beispiel in einem Zustand mit hohem Schub auftreten, beispielsweise in einem maximalen Abflugzustand (maximum take-off, MTO).
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Profilabschnitt einer Fan-Schaufel, die hierin beschrieben und/oder beansprucht sind, können aus jedem geeigneten Material oder einer Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann zumindest ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Profils zumindest teilweise aus einem Verbundwerkstoff, beispielsweise einem Metall-Matrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie etwa Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Profils zumindest teilweise aus einem Metall, wie etwa einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierten Material (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Beispielsweise kann die Fan-Schaufel eine schützende Vorderkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt worden sein kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) standzuhalten als der Rest der Schaufel. Solch eine Vorderkante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer Legierung auf Titanbasis hergestellt sein. Somit kann die Fan-Schaufel rein beispielhaft einen Körper auf Kohlefaser- oder Aluminiumbasis (wie etwa eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Titanvorderkante aufweisen.
Ein Fan, wie er hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln erstrecken können, beispielsweise in einer radialen Richtung. Die Fan-Schaufeln können an dem zentralen Abschnitt in jeder gewünschten Weise befestigt sein. Beispielsweise kann jede Fan-Schaufel eine Befestigungsvorrichtung aufweisen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Rein beispielhaft kann eine solche Befestigungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder in Eingriff bringbar ist, um die Fan-Schaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fan-Schaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine beschaufelte Scheibe oder ein beschaufelter Ring bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zum Herstellen einer solchen beschaufelten Scheibe oder eines solchen beschaufelten Rings verwendet werden. Zum Beispiel kann zumindest ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block maschinell hergestellt sein und/oder zumindest ein Teil der Fan-Schaufeln kann an der Nabe/Scheibe durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, befestigt sein.
Die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerke können mit einer Düse mit variablem Querschnitt (variable area nozzle, VAN) versehen sein oder nicht. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann ermöglichen, dass die Austrittsfläche des Bypass-Kanals im Betrieb variiert wird. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.
Der Fan eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fan-Schaufeln aufweisen, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln.
Wie hierin verwendet, haben Reiseflugbedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sofort erkennen, dass Reiseflugbedingungen den Betriebspunkt des Triebwerks auf mittlerem Reiseflug eines gegebenen Einsatzes (der in der Industrie als „wirtschaftlicher Einsatz“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll, bedeuten. In dieser Hinsicht ist mittlerer Reiseflug der Punkt in dem Flugzyklus eines Flugzeugs, bei dem 50 % des gesamten Treibstoffs, der zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs verbrannt wird, verbrannt worden sind (was anhand des Mittelpunkts - zeitlich und/oder streckenbezogen - zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs genähert werden kann). Reisebedingungen definieren somit einen Betriebspunkt des Gasturbinentriebwerks, der einen Schub bereitstellt, der einen stationären Betrieb (d. h. Aufrechterhalten einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) auf mittlerem Reiseflug eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der Anzahl von Triebwerken, die diesem Flugzeug bereitgestellt werden, sicherstellen würde. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk ausgelegt ist, um an einem Flugzeug befestigt zu werden, das zwei Triebwerke desselben Typs aufweist, stellt das Triebwerk unter Reiseflugbedingungen die Hälfte des gesamten Schubs bereit, der für einen stationären Betrieb dieses Flugzeugs auf mittlerem Reiseflug erforderlich wäre.
Mit anderen Worten sind Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug definiert als der Betriebspunkt des Triebwerks, der einen spezifizierten Schub (der erforderlich ist, um - in Kombination mit etwaigen anderen Triebwerken an dem Flugzeug - einen stationären Betrieb des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Machzahl auf mittlerem Reiseflug bereitzustellen) bei Atmosphärenbedingungen auf mittlerem Reiseflug (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 in mittlerer Reiseflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub auf mittlerem Reiseflug, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl bekannt, und somit ist der Betriebspunkt des Triebwerks unter Reisebedingungen klar definiert.
Rein beispielhaft kann die Vorwärtsgeschwindigkeit unter Reiseflugbedingung ein beliebiger Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9 sein, zum Beispiel 0,75 bis 0,85, zum Beispiel 0,76 bis 0,84, zum Beispiel 0,77 bis 0,83, zum Beispiel 0,78 bis 0,82, zum Beispiel 0,79 bis 0,81, zum Beispiel in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder im Bereich von 0,8 bis 0,85. Jede einzelne Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann Teil der Reiseflugbedingung sein. Für einige Flugzeuge können die Reiseflugbedingungen außerhalb dieser Bereiche liegen, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre, ISA) in einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10000 m bis 15000 m liegt, zum Beispiel im Bereich von 10000 m bis 12000 m, zum Beispiel im Bereich von 10400 m bis 11600 m (etwa 38000 ft), zum Beispiel im Bereich von 10500 m bis 11500 m, zum Beispiel im Bereich von 10600 m bis 11400 m, zum Beispiel im Bereich von 10700 m (etwa 35000 ft) bis 11300 m, zum Beispiel im Bereich von 10800 m bis 11200 m, zum Beispiel im Bereich von 10900 m bis 11100 m, zum Beispiel in der Größenordnung von 11000 m. Die Reiseflugbedingungen können Normatmosphärenbedingungen bei jeder gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen einem Betriebspunkt des Triebwerks entsprechen, der einen bekannten erforderlichen Schubwert (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 30 kN bis 35 kN) bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 38000 ft (11582 m) bereitstellt. Rein als weiteres Beispiel können die Reiseflugbedingungen einem Betriebspunkt des Triebwerks entsprechen, der einen bekannten erforderlichen Schubwert (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 35000 ft (10668 m) bereitstellt.
In Betrieb kann ein Gasturbinentriebwerk, das hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, unter den Reiseflugbedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Solche Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (beispielsweise die Bedingungen auf mittlerem Reiseflug) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein Gasturbinentriebwerk (zum Beispiel 2 oder 4) angebracht werden kann, um Antriebsschub bereitzustellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Flugzeug bereitgestellt, das ein Gasturbinentriebwerk wie hierin beschrieben und/oder beansprucht umfasst. Das Flugzeug gemäß diesem Aspekt ist das Flugzeug, für das das Gasturbinentriebwerk ausgelegt wurde, um an ihm angebracht zu werden. Dementsprechend entsprechen die Reiseflugbedingungen gemäß diesem Gesichtspunkt den mittleren Reiseflug des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert, und/oder die maximalen Abhebebedingungen beziehen sich auf die maximalen Abhebebedingungen des Flugzeugs.
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs, umfassend ein Gasturbinentriebwerk wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Der Betrieb gemäß diesem Aspekt kann einen Betrieb bei mittlerem Reiseflug des Flugzeugs und/oder maximalem Abheben des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert, einschließen (oder sein).
Der Fachmann wird erkennen, dass, außer, wenn sie sich gegenseitig ausschließen, ein Merkmal oder ein Parameter, das oder der in Bezug auf irgendeinen der obigen Aspekte beschrieben ist, auf jeden anderen Aspekt angewendet werden kann. Außerdem kann, außer, wenn sie sich gegenseitig ausschließen, jedes Merkmal oder jeder Parameter, das oder der hierin beschrieben ist, auf einen beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder Parameter kombiniert werden.
Ausführungsformen werden nun lediglich beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:

1 eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
2 eine vergrößerte Ansicht einer Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärts befindlichen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks ist;
3 eine teilweise geschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist;
4 eine schematische Zeichnung eines Flugzeugs ist, an dem ein Gasturbinentriebwerk montiert ist;
5 eine schematische Zeichnung ist, die das Konzept der Geschwindigkeit eines vollständig expandierten Strahls veranschaulicht; und
6 eine Beispieldarstellung ist, welche die Beziehung zwischen der Mach-Zahl an der Bypass-Auslassdüse und dem Bypass-Düsendruckverhältnis zeigt.

1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Vortriebfan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A empfängt. Der Triebwerkkern 11 umfasst, in axialer Strömungsfolge, einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, Verbrennungsausrüstung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernauslassdüse 20. Eine Gondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypass-Kanal 22 und eine Bypass-Auslassdüse 18. Der Bypass-Luftstrom B fließt durch den Bypass-Kanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein Umlaufrädergetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird von dieser angetrieben.
In Betrieb wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die verdichtete Luft, die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßen wird, wird in das Verbrennungsaggregat 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff gemischt und die Mischung verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck- und Niederdruckturbinen 17, 19 aus und treiben dadurch diese an, bevor sie durch die Düse 20 ausgestoßen werden, um einen gewissen Antriebsschub bereitzustellen. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 über eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt im Allgemeinen den Großteil des Antriebsschubs bereit. Das Umlaufgetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebefan-Gasturbinentriebwerk 10 ist in 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 der Umlaufgetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Radial auswärts von dem Sonnenrad 28 und damit ineinander greifend ist eine Vielzahl von Planetenrädern 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32 so, dass sie synchron um das Sonnenrad 28 rotieren, während er jedem Planetenrad 32 ermöglicht, sich um seine eigene Achse zu drehen. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Fan 23 gekoppelt, um seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Radial auswärts von den Planetenrädern 32 und damit ineinander greifend befindet sich ein Ring- oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist.
Es ist zu beachten, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, wie sie hier verwendet werden, als die Niedrigstdruckturbinenstufen bzw. Niedrigstdruckverdichterstufen (d. h. nicht einschließlich des Fans 23) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufen, die durch die Verbindungswelle 26 miteinander verbunden sind, mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. nicht einschließlich der Getriebeabtriebswelle, die den Fan 23 antreibt) verstanden werden können. Einigen Literaturstellen zufolge können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hierin Bezug genommen wird, alternativ als die „Zwischendruckturbine“ und der „Zwischendruckverdichter“ bekannt sein. Wo eine solche alternative Nomenklatur verwendet wird, kann der Fan 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Niedrigstdruckverdichterstufe bezeichnet werden.
Das Umlaufgetriebe 30 ist beispielhaft detaillierter in 3 gezeigt. Jedes des Sonnenrads 28, der Planetenräder 32 und des Hohlrads 38 umfasst Zähne um seinen Umfang, um mit den anderen Zahnrädern in Eingriff zu stehen. Aus Gründen der Klarheit sind jedoch nur beispielhafte Abschnitte der Zähne in 3 dargestellt. Es sind vier Planetenräder 32 dargestellt, obwohl es für den fachkundigen Leser offensichtlich ist, dass mehr oder weniger Planetenräder 32 innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung bereitgestellt sein können. Praktische Anwendungen eines planetaren Umlaufgetriebes 30 umfassen im Allgemeinen mindestens drei Planetenräder 32.
Das in den 2 und 3 beispielhaft dargestellte Umlaufgetriebe 30 ist vom planetaren Typ, indem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Abtriebswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 fixiert ist. Jedoch kann jeder andere geeignete Typ eines Umlaufgetriebes 30 verwendet werden. Als weiteres Beispiel kann das Umlaufgetriebe 30 eine Sternanordnung sein, in der der Planetenträger 34 fixiert gehalten wird, wobei das Hohlrad (oder Ringrad) 38 sich drehen kann. In einer solchen Anordnung wird der Fan 23 durch das Hohlrad 38 angetrieben. Als weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, in dem sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen können.
Es versteht sich, dass die in den 2 und 3 gezeigte Anordnung nur beispielhaft ist und dass verschiedene Alternativen innerhalb des Schutzumfangs der vorliegenden Offenbarung liegen. Rein beispielhaft kann jede geeignete Anordnung zum Lokalisieren des Getriebes 30 in dem Triebwerk 10 und/oder zum Verbinden des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als weiteres Beispiel können die Verbindungen (wie etwa die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel der 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie etwa der Antriebswelle 26, der Abtriebswelle und der festen Struktur 24) einen beliebigen gewünschten Grad an Steifheit oder Flexibilität aufweisen. Als weiteres Beispiel kann jede geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen den Antriebs- und Abtriebswellen des Getriebes und den festen Strukturen, wie etwa dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von 2 beschränkt. Wenn beispielsweise das Getriebe 30 eine Sternanordnung aufweist (oben beschrieben), würde der Fachmann leicht verstehen, dass die Anordnung von Abtriebs- und Stützgestängen und Lagerstellen typischerweise von der in 2 beispielhaft gezeigten abweichen würde.
Dementsprechend erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk, das eine beliebige Anordnung von Getriebetypen (zum Beispiel Stern- oder Planetengetrieben), Stützstrukturen, Antriebs- und Abtriebswellenanordnung und Lagerstellen aufweist. Optional kann das Getriebe zusätzliche und/oder alternative Komponenten antreiben (z. B. den Zwischendruckverdichter und/oder einen Booster-Verdichter).
Andere Gasturbinentriebwerke, auf die die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl von Verbindungswellen aufweisen. Als weiteres Beispiel weist das in 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Spaltströmungsdüse 18, 20 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypass-Kanal 22 eine eigene Düse 18 aufweist, die von der Kerntriebwerksdüse 20 getrennt ist und radial außerhalb dieser liegt. Dies ist jedoch nicht einschränkend, und jeder Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke angewendet werden, bei denen der Strom durch den Bypass-Kanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als Mischströmungsdüse bezeichnet werden kann, gemischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Spaltströmung) können einen festen oder variablen Querschnitt aufweisen. Während sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbo-Fan-Triebwerk bezieht, kann die Offenbarung zum Beispiel in manchen Fällen auf jede Art von Gasturbine, wie beispielsweise einen offenen Rotor (in dem die Fan-Stufe nicht von einer Gondel umgeben ist) oder ein Turboproptriebwerk angewendet werden. In manchen Anordnungen, umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 unter Umständen kein Getriebe 30.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und dessen Komponenten ist durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die mit der Drehachse 9 fluchtend ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Seite in der Ansicht in 1) aufweist. Die axiale, radiale und Umfangsrichtung stehen senkrecht zueinander.
Unter erneuter Bezugnahme auf 1 ist Vc die axiale Auslassströmungsgeschwindigkeit (oder Kaltdüsengeschwindigkeit) aus der Turbine, und V_B ist die axiale Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse 18. In beiden Fällen ist die Strömungsgeschwindigkeit die vollständig expandierte Strahlgeschwindigkeit, d. h. die axiale Strahlgeschwindigkeit an dem Punkt, an dem sich der Auslassstrahl auf Umgebungsdruck ausgedehnt hat.
Ein Verhältnis zwischen der vollständig expandierten Kaltdüsengeschwindigkeit Vc zwischen maximalen Abhebe- und Reiseflugbedingungen kann kleiner als 0,82 sein. Dieses Verhältnis kann auch für das Bypass-Verhältnis oder den spezifischen Schub des Triebwerks unter den gleichen Bedingungen gelten.
4 veranschaulicht ein beispielhaftes Flugzeug 40, das ein Gasturbinentriebwerk 10 aufweist, das an jedem Flügel 41a, 41b davon angebracht ist. Wenn das Flugzeug unter Reiseflugbedingungen fliegt, wie hierin definiert, arbeitet jedes Gasturbinentriebwerk 10 so, dass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine und einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse größer als rund 0,755 ist.
5 veranschaulicht eine beispielhafte Auslassdüse 50 eines Gasturbinentriebwerks. Der Druck Pj am Ausgang oder Hals 51 der Auslassdüse 50 ist größer als der Umgebungsdruck Pa um das Triebwerk herum. In einiger Entfernung von dem Düsenausgang 51 gleicht sich der Strahldruck mit dem Umgebungsdruck aus, d. h. Pj = Pa. Die vollständig expandierte Strahlgeschwindigkeit ist definiert als die Strahlgeschwindigkeit 52 an diesem Punkt, d. h. die Strahlgeschwindigkeit entlang der Achse des Triebwerks in einer minimalen Entfernung von der Auslassdüse, wobei der Druck gleich dem Umgebungsdruck ist.
6 ist eine Beispieldarstellung, welche die Beziehung zwischen der Mach-Zahl an der Bypass-Auslassdüse 18 (siehe 1) und dem Bypass-Düsendruckverhältnis, d. h. dem Verhältnis zwischen dem Gesamtdruck an der Bypass-Auslassdüse und dem Umgebungsdruck, zeigt. Mit steigendem Bypass-Düsendruckverhältnis, erreicht die Erhöhung in der Bypass-Düsen-Mach-Zahl einen asymptotischen Wert der Schallgeschwindigkeit, d. h. Mach 1, was sich herkömmlicherweise so versteht, dass die Düse bei höheren Bypass-Düsendruckverhältnissen „gedrosselt“ wird. Wenn das Triebwerk, zum Beispiel ein Triebwerk mit Getriebe, unter Reiseflugbedingungen arbeitet, kann die Bypass-Düse gedrosselt sein, zum Beispiel bei einem Druckverhältnis von etwa 2,2 arbeitend. Unter Abhebebedingungen kann die Düse jedoch ungedrosselt sein, zum Beispiel mit einer Mach-Zahl von rund 0,8. Unter solchen Bedingungen wird die Fan-Betreibbarkeit problematischer, da der Fan bei einem niedrigeren Düsendruckverhältnis für eine gegebene Strömung arbeiten muss. Mit einer niedrigeren Mach-Zahl an der Fan-Wurzel, d. h. dem Abschnitt des Fans, der eingehende Luft in den ESS-Einlass 29 treibt (siehe 1), wird ermöglicht, dass der Fan bei derart niedrigen Auslassdüsen-Mach-Zahlen bei Abhebebedingungen effizient arbeitet.
Parameter, die eingestellt werden können, um ein Geschwindigkeitsverhältnis innerhalb des erforderlichen Bereichs zu erreichen, können den Austrittswinkel der Fan-Schaufel (insbesondere an der Fan-Wurzel) und den ESS-Einlassbereich einschließen.

Die folgende Tabelle veranschaulicht beispielhafte Parameter für zwei Triebwerkbeispiele, wobei das Beispiel 1 für einen Triebwerk mit relativ kleiner oder niedrigeren Leistung und Beispiel 2 für einen Triebwerk mit relativ großer oder höherer Leistung steht. Ein kleines Triebwerk kann zum Beispiel einen Fan-Durchmesser zwischen rund 200 und 280 cm und/oder einen maximalen Nettoschub zwischen rund 160 und 250 kN oder wie anderswo hierin definiert aufweisen. Ein großes Triebwerk kann zum Beispiel einen Fan-Durchmesser zwischen rund 310 und 380 cm und/oder einen maximalen Nettoschub zwischen rund 310 und 450 kN oder wie anderswo hierin definiert aufweisen.

Parameter	Beispiel 1 (kleines Triebwerk)	Beispiel 2 (Großes Triebwerk)
Fan-Durchmesser (cm)	215	320
LPT-Austrittsgesamtdruck bei maximaler Strömung (kPa)	130	130
Maximaler LPT-Austrittsmassenstrom (kg/s)	50	100
endgültige LPT-Rotorfläche (m²)	0,38 oder weniger, zum Beispiel 0,25 bis 0,38	0,75 oder weniger, zum Beispiel 0,5 bis 0,75
ESS-Einlassgesamtdruck bei maximaler Strömung (kPa)	140	140
ESS-Einlassmassenstrom (kg/s)	50	100
ESS-Einlassrotorfläche (m²)	0,275 oder größer, zum Beispiel 0,27 bis 0,3	0,55 oder größer, zum Beispiel 0,55 bis 0,6

Die obigen Parameter bezüglich des LPT-Austrittsgesamtdrucks bei maximaler Strömung, des maximalen LPT-Austrittsmassestroms und der endgültigen LPT-Rotorfläche bestimmen zusammen die Austrittsströmungsgeschwindigkeit des LPT, d. h. die axiale Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine. Der ESS-Einlassgesamtdruck bei maximaler Strömung bestimmen der maximale ESS-Einlassmassenstrom und die ESS-Einlassrotorfläche zusammen die Geschwindigkeit am Einlass des Triebwerkkerns. Die axiale Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse kann mindestens teilweise durch die Fläche des Auslasses der Bypass-Auslassdüse bestimmt werden.
Um die Einlass-Mach-Zahl zu verringern, kann der ESS-Einlassdurchschnittsradius erhöht werden, was erfolgen kann, während eine gegebene ESS-Einlassspanne beibehalten wird. Ein weiterer Vorteil hiervon besteht darin, zusätzlichen Platz für ein Getriebe zu schaffen. Alternativ oder zusätzlich kann die aerodynamische Fan-Gestaltung eingestellt werden, um das Fan-Wurzeldruckverhältnis zu verringern, was den Vorteil hat, dass die Fan-Betreibbarkeit verbessert wird. Die Fan-Wurzel kann als ein Abschnitt des Fans definiert sein, der eintretende Luft in den ESS-Einlass treibt.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und dass verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hierin beschriebenen Konzepten abzuweichen. Außer, wenn sie sich gegenseitig ausschließen, kann jedes der Merkmale getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen verwendet werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf und schließt alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen ein.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und eine Gondel (21), die den Triebwerkskern (11) umgibt und einen Bypass-Kanal (22) und eine Bypass-Auslassdüse (18) definiert, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) derart konfiguriert ist, dass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine (19) und einer vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse (18) unter maximalen Abhebebedingungen größer als rund 0,655 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1, wobei die erste Geschwindigkeit unter maximalen Abhebebedingungen größer als rund 0,69 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, wobei das Triebwerk (10) so konfiguriert ist, dass ein zweites Geschwindigkeitsverhältnis zwischen der vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse unter maximalen Abhebebedingungen und unter Reiseflugbedingungen kleiner als rund 0,82 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 3, wobei das zweite Geschwindigkeitsverhältnis größer als rund 0,7 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das erste Geschwindigkeitsverhältnis kleiner als rund 1,1 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 5, wobei das erste Geschwindigkeitsverhältnis kleiner als rund 1,0 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche wobei ein Bypass-Verhältnis des Triebwerks bei Reiseflugbedingungen in dem Bereich von 10 bis 20, optional in dem Bereich von 13 bis 18 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, umfassend ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt und einen Antrieb des Fans ausgibt, um den Fan bei einer geringeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei optional das Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,1 bis 4,2, optional bei 3,2 bis 3,8 liegt.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 8, wobei: die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist; der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27) umfasst, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) an einem Flugzeug (40), wobei das Gasturbinentriebwerk (10) umfasst: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und eine Gondel (21), die den Triebwerkskern (11) umgibt und einen Bypass-Kanal (22) und eine Bypass-Auslassdüse (18) definiert, wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks (10) unter maximalen Abhebebedingungen umfasst, sodass ein erstes Geschwindigkeitsverhältnis zwischen einer axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Turbine (19) und einer vollständig expandierten axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse (18) größer als rund 0,655 ist.
Verfahren nach Anspruch 10, wobei ein zweites Geschwindigkeitsverhältnis zwischen der axialen Auslassströmungsgeschwindigkeit aus der Bypass-Auslassdüse unter maximalen Abhebebedingungen und unter Reiseflugbedingungen kleiner als rund 0,82 ist.
Verfahren nach Anspruch 11, wobei das zweite Geschwindigkeitsverhältnis größer als rund 0,7 ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12, wobei das erste Geschwindigkeitsverhältnis kleiner als rund 1,1 ist.
Verfahren nach Anspruch 13, wobei das erste Geschwindigkeitsverhältnis kleiner als rund 1,0 ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 14, wobei ein Bypass-Verhältnis des Triebwerks in dem Bereich von 10 bis 20 bei Reiseflugbedingungen, optional in dem Bereich von 13 bis 18 bei Reiseflugbedingungen liegt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 15, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) ein Getriebe (30) umfasst, das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt und einen Antrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Verfahren nach Anspruch 16, wobei: die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist; der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27) umfasst, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 17, wobei die maximalen Abhebebedingungen definiert sind als Betreiben des Triebwerks bei einem maximalen Abhebeschub bei ISA-Meeresniveau-Druck und einer Temperatur von +15 °C mit einer Fan-Einlassgeschwindigkeit von 0,25 Mn.
Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 9, wobei die maximalen Abhebebedingungen bei einem maximalen Abhebeschub bei ISA-Meeresniveau-Druck und einer Temperatur von + 15 °C mit einer Fan-Einlassgeschwindigkeit von 0,25 Mn definiert sind.