WO2019001998A1 - Triebwerkseinrichtung und verfahren zur bereitstellung von antriebsleistung für eine elektrische einrichtung zur bereitstellung von elektrischer energie - Google Patents

Triebwerkseinrichtung und verfahren zur bereitstellung von antriebsleistung für eine elektrische einrichtung zur bereitstellung von elektrischer energie Download PDF

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Definitions

  • the invention relates to an engine device, in particular based on a gas turbine, which is preferably used for an electrically or hybrid-electric powered aircraft.
  • Such a hybrid electric drive system ⁇ generally has -of course, among others, components not mentioned here, at least one combustion ⁇ combustion engine and a mechanically coupled to the internal combustion engine electric generator.
  • the internal combustion engine which can be based as an engine, for example.
  • On a classic gas turbine with compressor, combustion chamber and turbine section is integrated serially or in parallel in the drive system and drives in the example mentioned in the operating state with the help of their turbine section to the electric generator.
  • the generator in turn provides electrical energy which, depending on the desired use of the generator, for example, can be stored in a battery and / or supplied to an electric motor.
  • This electric motor could, for example, be used to drive a propulsion means of the aircraft.
  • the power extraction generator is preferably integrated with the engine.
  • the comparatively small generators in these applications are coupled to the high-pressure shaft of the gas turbine via several shafts. Generators that provide powers in the order of several MW are typically on the same axis as the engine itself laid. Basically, this integration and the thereby implemented coupling of the two components, however, the problem that in the event of a fault in the generator, the engine or the gas turbine must be turned off. This leads consis ⁇ quent Hand to power loss and to possibly kri ⁇ -Nazi case of failure of the aircraft. When electrically operating an aircraft, a fault in the on ⁇ operating system may cause a crash of the aircraft resulted in particular connected with corresponding risks for passengers and usually accompanied by considerable SachM ⁇ .
  • a corresponding engine means for driving a vehicle, particularly a hybrid electric aircraft, and for providing drive power for an electrical device to provide electrical energy comprises a drive section and a bathturbi ⁇ nensetechnisch.
  • the drive section is set up to provide a accelerated gas flow for generating a thrust for driving the vehicle.
  • the power turbine section for providing the drive power for the electrical device has at least one first power turbine ⁇ on. These, ie their rotor, in turn has a connection device, ie a shaft or at least one device for connecting the rotor of the power turbine with a shaft, with which the first power turbine is mechanically connected to a first electrical generator, ie with its rotor, the electrical device for driving this generator can be coupled.
  • each of the power turbines of the power turbine section is designed and arranged such that it can be driven solely on the basis of a direct interaction with the accelerated gas flow.
  • the phrase "solely due to a direct interaction" is intended to express that the driving of the one or more power stubs only by the gas flow L itself and in particular not by means of a mechanical coupling to one of the movable components of the drive section, eg , he follows.
  • the concept underlying the invention is to mechanically decouple the power turbine section providing the drive power for driving the electric generators from the gas turbine or its shafts, etc., and to drive them solely by means of the accelerated gas flow.
  • the electrical device is embodied such that an electrical energy provided by the electrical device can be supplied to one or more consumers of the vehicle, wherein the consumer, for example, an electric motor for driving the vehicle and / or a battery for storing and later providing the the device is provided electrical energy. It would also be conceivable that the consumer is part of a vehicle electrical system.
  • the electrical device may comprise the first and one or more further electrical generators. Accordingly, it is also possible to supply a plurality of electrical consumers with electrical energy, it being possible in particular to take account of the fact that different consumers may have different requirements with respect to the electrical energy, for example different operating voltages and power classes.
  • the power turbine section may also include one or more other power turbines in addition to the first one. In this case, the power turbine section, for example, be designed as a turbine with multiple turbine stages, each of the multiple power turbines is realized as one of the turbine stages. Alternatively, separate power turbines may be provided.
  • the power turbines are arranged one behind the other as viewed in the flow direction of the gas flow, wherein each of the power turbines, ie their rotor, has a respective connection device, ie a shaft or at least one device for connecting the rotor of the power turbine to a shaft, with which the respective power turbine mechanically coupled to a respective electric generator, that is with the rotor, for driving this generator can be coupled.
  • a respective connection device ie a shaft or at least one device for connecting the rotor of the power turbine to a shaft, with which the respective power turbine mechanically coupled to a respective electric generator, that is with the rotor, for driving this generator can be coupled.
  • each one of these power turbines is mechanically coupled to one of the electric generators. It is therefore envisaged that for each generator its own power turbine is present, so as to provide maximum independence.
  • the described engine device can be used.
  • the drive section of the engine device provides the accelerated gas flow L and this accelerated gas flow L is directed to the first power turbine of the power turbine section.
  • the accelerated gas flow change ⁇ acts directly with the first power turbine and drives it by.
  • the first power turbine thus directly driven, in particular alone with the gas flow L, as a result provides at least part of the drive power for the electrical device or for the respective generator.
  • the first electric generator is driven by utilizing the drive power provided by the first power turbine and, in turn, provides at least a portion of the electrical energy to the consumer.
  • the electrical device may include one or more additional electrical generators in addition to the first generator.
  • the power turbine section may in addition to the first power turbine include one or more further Leis ⁇ tung turbines.
  • Each of the power turbines is assigned to one of the electric generators, wherein the accelerated gas flow L with each of the power turbines directly interacts and drives them and each of them so with the
  • Gas stream L directly driven power turbines at least a portion of the drive power provides its associated electrical generator.
  • Tangential etc. refer to the shaft or axis used in the respective figure or in the example described in each case, in other words, the directions always refer axially, radially, tangentially to an axis of rotation of the rotor. a direction parallel to the axis of rotation, "radial” describes a direction orthogonal to, towards or away from the axis of rotation, and “tangential” is a direction that is circular at a constant radial distance from the axis of rotation and at a constant axial position Rotation axis is directed around.
  • the speech is often thereof that eg. A turbine rotates, or that it is set in rotation, that a turbine is connected via a shaft to a further compo ⁇ component, eg. With a compressor or a generator that drives a turbine that one Turbine in turn drives a component, for example.
  • a further compo ⁇ component eg. With a compressor or a generator that drives a turbine that one Turbine in turn drives a component, for example.
  • a Ge ⁇ nerator and so on.
  • each of the turbine is not as such rotates etc., son ⁇ countries that performed the respective activity of a rotor of the jewei- shell turbine and that the respective property for such a rotor of the turbine is valid. For example.
  • the engine 1 is depicted here such or oriented such that it is in operation ⁇ state of an air or gas stream L passes through from left to right, so that it generates a ge left ⁇ directed thrust during operation, the movement of the Engine 1 or the aircraft, not shown, would cause to the left.
  • the engine 1 has a drive section 100. This includes a fan 110, which is arranged at an inlet 10 of the engine 1, at which air is sucked into the engine 1. The fan 110 accelerates the sucked air in axia ⁇ ler direction so that it is fed to a gas turbine 120 of the engine 1.
  • the gas turbine 120 has a high-pressure compressor 121 and a combustion chamber 122 and a turbine section 123.
  • the air L accelerated by the fan 110 first reaches the high-pressure compressor 121, which compresses the air supplied to it.
  • the thus compressed air then passes to the combustion chamber 122, in which the supplied compressed air is supplied to fuel, for example. Kerosene.
  • the fuel-air mixture is burned in the combustion chamber 122, which leads to a strong increase in temperature and corresponding increase in pressure and volume of the gas, resulting in a strong acceleration ⁇ tion of the air or gas flow L from the combustion chamber 122 out.
  • the turbine section 123 follows the gas turbine 120, which has, for example, a high-pressure turbine 124 and a low-pressure turbine 125.
  • the discharged gas from the combustion chamber 122 first enters the high pressure turbine 124 which is accordingly displaced in Rota ⁇ tion.
  • the high-pressure turbine 124 is mechanically connected to the compressor 121 via a shaft 126, so that the high-pressure turbine 124 can drive the compressor 121 via the shaft 126.
  • the gas which is partially expanded in the high-pressure turbine 124, subsequently reaches the low-pressure turbine 125 and drives or sets it in rotation.
  • the low-pressure turbine 125 is in turn mechanically connected to the fan 110 via a shaft 127, so that the low-pressure turbine 125 can drive the fan 110 via the shaft 127.
  • the low pressure turbine 125 may be gekop ⁇ pelt also through an optional transmission 128 to the fan 110th
  • the engine 1 described here has a device 200 for the provision of electrical energy for one or more electrical consumers 301, 302, 303 of the aircraft.
  • the consumers 301, 302, 303 can, for example, an electric motor for driving the aircraft, an electrical system of the aircraft and / or a battery for temporarily storing the provided electrical energy.
  • the device 200 includes a conduit turbine section 210 having at least a power turbine 211, preferably and as shown in the FIG 1, accordingly, but with several Leis ⁇ tung turbines 211, 212, 213.
  • the power turbine 211, 212, 213 are disposed downstream of the turbine section 123, such that the turbine section 123 and the low pressure turbine 125 gas stream leaving L the power turbines 211, 212, 213 sequentially turned on and flows through and thereby each ⁇ wells set in rotation and drives so that they their ⁇ hand, each downstream drive power for can provide Kom ⁇ components.
  • the power turbines 211, 212, 213 can in this case as a separate power turbine being ⁇ makes his or as turbine stages 211, 212, 213 a common, larger power turbine 210th
  • the device 200 comprises a generator section 220 with at least one electric generator 221, but preferably with a plurality of electrical generators 221, 222, 223.
  • the number of generators in the generator section 220 corresponds to the number of power turbines in the power turbine section 210.
  • the generators 221, 222, 223 each operate in a conventional manner, ie Each generator 221, 222, 223 has, for example, a stator
  • Stator coils and a rotor with permanent magnets on The coils and the magnets can interact electromagnetically with one another, so that electrical voltages are induced in the coils when the rotor is rotating. These can be tapped off at ent ⁇ speaking electrical contacts of the respective generator as electrical energy.
  • Each of the power turbines 211, 212, 213 is connected via a respective shaft 231, 232, 233 to exactly one of the generators 221, 222, 223, so that the drive power provided by the turbines 211, 212, 213 via the respective shaft 231 , 232, 233 to the respective generator 221, 222, 223. can be made. Accordingly, a respective power turbine 211, 212, 213 with its affiliated genes ⁇ rator 231, 232, 233 and the rotor of drives, so that the driven generator 231, 232, 233 electric, in the above indicated way energy for the consumer 301, 302, 303. Accordingly, each generator 231, 232, 233 is assigned a separate power turbine 211, 212, 213.
  • the generators 221, 222, 223 are each driven by independent turbines 211, 212, 213, i. with the aid of turbines 211, 212, 213, which in particular are not coupled to any of the shafts 126, 127 of the drive section 100 of the engine 1, which ultimately ensure the propulsion of the aircraft.
  • the power turbines 211, 212, 213 are driven by the accelerated by the fan 110 and / or by the gas turbine section 120 gas flow L, but there is no mechanical coupling to the drive section 100.
  • the drive of the power turbines 211, 212, 213 is therefore based solely the direct interaction of the gas flow L with the turbines 211, 212, 213 or with their rotors and turbine blades.
  • the power turbines 211, 212, 213 are thus, of course, apart from, for example, brackets on a housing of the engine 1, etc., not mechanically connected to the other components of the engine 1 relevant to the propulsion of the aircraft.
  • the power turbines 211, 212, 213 are driven via the gas flow leaving the turbine section 123 and-in the event that the engine 1 is designed as a turbofan engine-via the corresponding bypass flow.
  • the power turbine section 210 comprises only three power turbines 211, 212, 213. However, it is clear that more or fewer than three power turbines can also be provided. The same applies to the generator section 220.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Triebwerkseinrichtung, insbesondere basierend auf einer Gasturbine, welche vorzugsweise für ein hybrid-elektrisch angetriebenes Luftfahrzeug einsetzbar ist. Eine Antriebssektion der Triebwerkseinrichtung erzeugt einen beschleunigten Gasstrom, welcher in einer Gasturbine der Triebwerkseinrichtung zur Erzeugung eines Schubs weiter verarbeitet wird. Die Triebwerkseinrichtung umfasst desweiteren eine Leistungsturbinensektion mit mehreren Leistungsturbinen zur Bereitstellung einer Antriebsleistung für mehrere elektrische Generatoren. Die Leistungsturbinen sind derart eingerichtet, dass sie allein aufgrund einer direkten Wechselwirkung mit dem die Gasturbine verlassenden, beschleunigten Gasstrom antreibbar sind, d.h. allein durch den Gasstrom selbst und insbesondere nicht mit Hilfe einer mechanischen Kopplung an eine der beweglichen Komponenten der Antriebssektion.

Description

Beschreibung
Triebwerkseinrichtung und Verfahren zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung zur Bereit- Stellung von elektrischer Energie
Die Erfindung betrifft eine Triebwerkseinrichtung, insbesondere basierend auf einer Gasturbine, welche vorzugsweise für ein elektrisch bzw. hybrid-elektrisch angetriebenes Luftfahr- zeug einsetzbar ist.
Zum Antrieb von Luftfahrzeugen wie bspw. Flugzeugen oder Helikoptern werden als Alternative zu den bislang gebräuchlichen Verbrennungskraftmaschinen Konzepte beruhend auf elekt- rischen oder hybrid-elektrischen Antriebssystemen untersucht und eingesetzt. Ein derartiges hybrid-elektrisches Antriebs¬ system weist in der Regel -natürlich neben anderen, hier nicht genannten Komponenten- zumindest eine Verbrennungs¬ kraftmaschine sowie einen mit der Verbrennungskraftmaschine mechanisch gekoppelten elektrischen Generator auf. Die Verbrennungskraftmaschine, die als Triebwerk bspw. auf einer klassischen Gasturbine mit Kompressor, Brennkammer und Turbinensektion basieren kann, ist seriell oder parallel in das Antriebssystem integriert und treibt im genannten Beispiel im Betriebszustand mit Hilfe ihrer Turbinensektion den elektrischen Generator an. Der Generator stellt dementsprechend seinerseits elektrische Energie zur Verfügung, welche je nach gewünschter Verwendung des Generators bspw. in einer Batterie gespeichert und/oder einem Elektromotor zugeführt werden kann. Dieser Elektromotor könnte bspw. zum Antrieb eines Vortriebsmittels des Luftfahrzeugs zum Einsatz kommen.
In einem derartigen System wird der Generator zur Leistungsentnahme vorzugsweise in das Triebwerk integriert. Bspw. wer- den die in diesen Anwendungen vergleichsweise kleinen Generatoren über mehrere Wellen mit der Hochdruckwelle der Gasturbine gekoppelt. Generatoren, die Leistungen in Größenordnungen mehrerer MW bereitstellen, sind typischerweise auf die gleiche Achse wie das Triebwerk selbst gelegt. Grundsätzlich ergibt sich durch diese Integration und die dabei umgesetzte Kopplung der beiden Komponenten jedoch das Problem, dass bei Vorliegen eines Fehlerfalles im Generator das Triebwerk bzw. die Gasturbine abgeschaltet werden muss. Dies führt konse¬ quenterweise zu einem Leistungsverlust und zu einem ggf. kri¬ tischen Fehlerfall für das Luftfahrzeug. Beim elektrischen Betreiben eines Luftfahrzeugs kann ein Fehlerfall im An¬ triebssystem einen Absturz des Luftfahrzeugs zur Folge haben, verbunden insbesondere mit entsprechenden Gefahren für Passagiere und in der Regel einhergehend mit erheblichen Sachschä¬ den .
Bei hybrid-elektrischen Antrieben, bei denen der typischer- weise permanenterregte Generator mit der Turbine wie be¬ schrieben gekoppelt ist, wurde dieses Problem noch nicht be¬ trachtet und auch noch nicht gelöst. Bei Luftfahrzeugen mit konventionellen Antrieben, bei denen eine Verbrennungskraftmaschine eine hohe elektrische Leistung für die Bordelektro- nik generiert, werden mehrere Generatoren über Kupplungen und komplexe, mehrstufige Getriebe mit der sog. Hochdruckwelle des jeweiligen Triebwerks verbunden. Denkbar wäre auch, die Generatoren mit der Niederdruckwelle zu koppeln. Bei Vorlie¬ gen eines Fehlerfalles in einem der Generatoren wird dieser über die jeweilige Kupplung vom Triebwerk getrennt. Eine derartige Kupplung ist für große Generatoren, wie sie in hybrid¬ elektrischen Antrieben benötigt werden, auch denkbar, jedoch wird die Kupplung aufgrund der höheren Leistungsklasse sehr schwer und groß, was das Konzept für diese Anwendung un- brauchbar macht.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine alternative Möglichkeit anzugeben, für einen hybrid¬ elektrischen Antrieb insbesondere eines Luftfahrzeugs einem oder mehreren elektrischen Generatoren unter Vermeidung der oben genannten Probleme die benötigte Antriebsleistung zur Verfügung zu stellen. Diese Aufgabe wird durch die in Anspruch 1 beschriebene
Triebwerkseinrichtung sowie durch das in Anspruch 7 beschriebene Verfahren gelöst. Die Unteransprüche beschreiben vor¬ teilhafte Ausgestaltungen.
Eine entsprechende Triebwerkseinrichtung zum Antreiben eines Fahrzeugs, insbesondere eines hybrid-elektrischen Luftfahrzeugs, und zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung zur Bereitstellung von elektrischer Energie weist eine Antriebssektion sowie eine Leistungsturbi¬ nensektion auf. Die Antriebssektion ist eingerichtet, um zur Erzeugung eines Schubs zum Antreiben des Fahrzeugs einen be¬ schleunigten Gasstrom bereitzustellen. Die Leistungsturbinensektion zur Bereitstellung der Antriebsleistung für die elektrische Einrichtung weist zumindest eine erste Leistungs¬ turbine auf. Diese, d.h. deren Rotor, weist ihrerseits eine Verbindungsvorrichtung auf, d.h. eine Welle oder zumindest eine Einrichtung zum Verbinden des Rotors der Leistungsturbi¬ ne mit einer Welle, mit der die erste Leistungsturbine mecha- nisch mit einem ersten elektrischen Generator, d.h. mit dessen Rotor, der elektrischen Einrichtung zum Antreiben dieses Generators koppelbar ist. Dabei ist jede der Leistungsturbi¬ nen der Leistungsturbinensektion derart ausgebildet und angeordnet, dass sie allein aufgrund einer direkten Wechselwir- kung mit dem beschleunigten Gasstrom antreibbar ist. Die Formulierung „allein aufgrund einer direkten Wechselwirkung" soll dabei zum Ausdruck bringen, dass das Antreiben der einen oder mehreren Leistungstubinen nur durch den Gasstrom L selbst und insbesondere nicht mit Hilfe einer mechanischen Kopplung an eine der beweglichen Komponenten der Antriebssektion, bspw. an deren Wellen, erfolgt.
Das der Erfindung zu Grunde liegende Konzept liegt demnach darin, die Leistungsturbinensektion, die die Antriebsleistung zum Antreiben der elektrischen Generatoren bereitstellt, mechanisch von der Gasturbine bzw. von deren Wellen etc. zu entkoppeln und sie allein mit Hilfe des beschleunigten Gasstroms anzutreiben. Die elektrische Einrichtung ist derart ausgebildet, dass eine von der elektrischen Einrichtung bereitgestellte elektrische Energie einem oder mehreren Verbrauchern des Fahrzeugs zu- führbar ist, wobei der Verbraucher bspw. ein Elektromotor zum Antreiben des Fahrzeugs und/oder eine Batterie zum Speichern und späteren Bereitstellen der von der Einrichtung bereitgestellten elektrische Energie ist. Auch wäre es denkbar, dass der Verbraucher Teil eines Bordnetzes des Fahrzeugs ist.
Die elektrische Einrichtung kann den ersten sowie einen oder auch mehrere weitere elektrische Generatoren umfassen. Dementsprechend können auch mehrere elektrische Verbraucher mit elektrischer Energie versorgt werden, wobei insbesondere be- rücksichtigt werden kann, dass unterschiedliche Verbraucher ggf. unterschiedliche Anforderungen bzgl. der elektrischen Energie haben, bspw. unterschiedliche Betriebsspannungen sowie Leistungsklassen. Die Leistungsturbinensektion kann ebenfalls neben der ersten auch eine oder mehrere weitere Leistungsturbinen umfassen. Dabei kann die Leistungsturbinensektion bspw. als eine Turbine mit mehreren Turbinenstufen ausgebildet sein, wobei jede der mehreren Leistungsturbinen als eine der Turbinenstufen realisiert ist. Alternativ können separate Leistungsturbinen vorgesehen sein.
Die Leistungsturbinen sind in Strömungsrichtung des Gasstroms gesehen hintereinander angeordnet, wobei jede der Leistungs- turbinen, d.h. deren Rotor, eine jeweilige Verbindungsvorrichtung, d.h. eine Welle oder zumindest eine Einrichtung zum Verbinden des Rotors der Leistungsturbine mit einer Welle, aufweist, mit der die jeweilige Leistungsturbine mechanisch mit einem jeweiligen elektrischen Generator, d.h. mit dessen Rotor, zum Antreiben dieses Generators koppelbar ist. Es sind somit mehrere unabhängige Systeme bestehend aus jeweils einer Leistungsturbine und einem Generator vorhanden, was zum Einen eine Redundanz des Systems gewährleistet und/oder wie bereits angedeutet die Möglichkeit eröffnet, verschiedenartige elekt¬ rische Verbraucher zu versorgen.
In der Leistungsturbinensektion ist insbesondere für jeden elektrischen Generator eine eigene Leistungsturbine vorgese¬ hen, wobei jeweils eine dieser Leistungsturbinen mechanisch mit jeweils einem der elektrischen Generatoren gekoppelt ist. Es ist demnach vorgesehen, dass für jeden Generator eine eigene Leistungsturbine vorhanden ist, um somit maximale Unab- hängigkeit zu schaffen.
In einem Verfahren zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung zur Bereitstellung von elektrischer Energie für einen Verbraucher eines Fahrzeugs, insbesondere eines hybrid-elektrischen Luftfahrzeugs, kann auf die beschriebene Triebwerkseinrichtung zurückgegriffen werden. Die Antriebssektion der Triebwerkseinrichtung stellt den beschleunigten Gasstrom L bereit und dieser beschleunigte Gasstrom L wird zur ersten Leistungsturbine der Leistungstur- binensektion geleitet. Der beschleunigte Gasstrom wechsel¬ wirkt direkt mit der ersten Leistungsturbine und treibt diese dadurch an. Die so insbesondere allein mit dem Gasstrom L direkt angetriebene erste Leistungsturbine stellt in der Folge zumindest einen Teil der Antriebsleistung für die elektrische Einrichtung bzw. für den jeweiligen Generator bereit.
Der erste elektrische Generator wird unter Ausnutzung der von der ersten Leistungsturbine bereitgestellten Antriebsleistung angetrieben und stellt seinerseits so zumindest einen Teil der elektrischen Energie für den Verbraucher bereit.
Die elektrische Einrichtung kann zusätzlich zum ersten Generator einen oder mehrere weitere elektrische Generatoren umfassen. Ebenso kann die Leistungsturbinensektion zusätzlich zur ersten Leistungsturbine eine oder mehrere weitere Leis¬ tungsturbinen umfassen. Jeder der Leistungsturbinen ist dabei einer der elektrischen Generatoren zugeordnet, wobei der beschleunigte Gasstrom L mit jeder der Leistungsturbinen direkt wechselwirkt und diese antreibt und jede der so mit dem
Gasstrom L direkt angetriebenen Leistungsturbinen dem ihr zugeordneten elektrischen Generator zumindest einen Teil der Antriebsleistung bereitstellt.
Weitere Vorteile und Ausführungsformen ergeben sich aus den Zeichnungen und der entsprechenden Beschreibung.
Im Folgenden werden die Erfindung und beispielhafte Ausfüh- rungsformen anhand von Zeichnungen näher erläutert. Dort werden gleiche Komponenten in verschiedenen Figuren durch gleiche Bezugszeichen gekennzeichnet.
Es zeigt:
FIG 1 eine schematische Darstellung ein erfindungsgemäßes
Triebwerk mit daran gekoppeltem elektrischen Generator . Es sei angemerkt, dass sich Begriffe wie „axial", „radial",
„tangential" etc. auf die in der jeweiligen Figur bzw. im jeweils beschriebenen Beispiel zum Einsatz kommende Welle bzw. Achse beziehen. Mit anderen Worten beziehen sich die Richtungen axial, radial, tangential stets auf eine Drehachse des Läufers. Dabei beschreibt „axial" eine Richtung parallel zur Rotationsachse, „radial" beschreibt eine Richtung orthogonal zur Rotationsachse, auf diese zu oder auch von ihr weg, und „tangential" ist eine Bewegung bzw. Richtung, die in konstantem radialen Abstand zur Rotationsachse und bei konstanter Axialposition kreisförmig um die Rotationsachse herum gerichtet ist.
Desweiteren sei vorsorglich erwähnt, dass im Folgenden zur Vereinfachung häufiger die Rede davon sein wird, dass bspw. eine Turbine rotiert bzw. dass sie in Rotation versetzt wird, dass eine Turbine über eine Welle mit einer weiteren Kompo¬ nente verbunden ist, bspw. mit einem Kompressor oder mit einem Generator, dass eine Turbine angetrieben wird, dass eine Turbine ihrerseits eine Komponente antreibt, bspw. einen Ge¬ nerator, und so weiter. Damit ist natürlich stets gemeint, dass jeweils nicht die Turbine als solche rotiert etc., son¬ dern dass die jeweilige Aktivität von einem Rotor der jewei- ligen Turbine ausgeführt bzw. dass die jeweilige Eigenschaft für einen solchen Rotor der Turbine gilt. Bspw. wird also nicht die Turbine selbst in Rotation versetzt, sondern natür¬ lich ihr Rotor, und bspw. ist nicht die Turbine als Ganzes über eine Welle mit einem Generator verbunden, sondern der Rotor ist über die Welle mit dem Generator gekoppelt. Trotz dieser Vereinfachung der Sprache ist davon auszugehen, dass einem Fachmann klar ist, dass sich wie beschrieben die Ausführungen jeweils auf den Rotor der Turbine beziehen. Die FIG 1 zeigt schematisch und vereinfacht ein Triebwerk 1, welches in einem Luftfahrzeug, bspw. in einem Flugzeug, zu dessen Antrieb zum Einsatz kommen kann. Das Triebwerk 1 ist hier derart dargestellt bzw. orientiert, dass es in Betriebs¬ zustand von einem Luft- bzw. Gasstrom L von links nach rechts durchströmt wird, so dass es im Betrieb einen nach links ge¬ richteten Schub erzeugt, der eine Bewegung des Triebwerks 1 bzw. des nicht dargestellten Flugzeugs nach links verursachen würde . Das Triebwerk 1 weist eine Antriebssektion 100 auf. Diese um- fasst einen Fan 110, der an einem Einlass 10 des Triebwerks 1 angeordnet ist, an dem Luft in das Triebwerk 1 eingesaugt wird. Der Fan 110 beschleunigt die eingesaugte Luft in axia¬ ler Richtung, so dass diese einer Gasturbine 120 des Trieb- werks 1 zugeführt wird.
Die Gasturbine 120 weist einen Hochdruck-Kompressor 121 sowie eine Brennkammer 122 und eine Turbinensektion 123 auf. Die vom Fan 110 beschleunigte Luft L gelangt zunächst zum Hoch- druck-Kompressor 121, der die ihm zugeführte Luft verdichtet. Die so verdichtete Luft gelangt anschließend zur Brennkammer 122, in der der zugeführten, verdichteten Luft Treibstoff zugeführt wird, bspw. Kerosin. Das Treibstoff-Luft-Gemisch wird in der Brennkammer 122 verbrannt, was zu einer starken Temperaturerhöhung und entsprechender Druck- und Volumenvergrößerung des Gases führt, resultierend in einer starken Beschleu¬ nigung des Luft- bzw. Gasstroms L aus der Brennkammer 122 heraus .
Im Anschluss an die Brennkammer 122, d.h. stromabwärts, folgt die Turbinensektion 123 der Gasturbine 120, die bspw. eine Hochdruck-Turbine 124 und eine Niederdruck-Turbine 125 auf- weist.
Das aus der Brennkammer 122 ausgestoßene Gas gelangt zunächst in die Hochdruck-Turbine 124, welche dementsprechend in Rota¬ tion versetzt wird. Die Hochdruck-Turbine 124 ist über eine Welle 126 mit dem Kompressor 121 mechanisch verbunden, so dass die Hochdruck-Turbine 124 den Kompressor 121 über die Welle 126 antreiben kann.
Das in der Hochdruck-Turbine 124 teilweise entspannte Gas ge- langt anschließend zur Niederdruck-Turbine 125 und treibt diese an bzw. versetzt sie in Rotation. Die Niederdruck- Turbine 125 ist ihrerseits über eine Welle 127 mechanisch mit dem Fan 110 verbunden, so dass die Niederdruck-Turbine 125 den Fan 110 über die Welle 127 antreiben kann. Je nach Konfi- guration des Gesamtsystems kann die Niederdruck-Turbine 125 auch über ein optionales Getriebe 128 mit dem Fan 110 gekop¬ pelt sein.
Das soweit beschriebene Triebwerk 1 sowie dessen Funktion entspricht im Wesentlichen dem Stand der Technik, weswegen darauf verzichtet wird, nähere Details darzulegen.
Zusätzlich zu den gängigen Komponenten weist das hier beschriebene Triebwerk 1 eine Einrichtung 200 zur Bereitstel- lung von elektrischer Energie für einen oder mehrere elektrische Verbraucher 301, 302, 303 des Luftfahrzeugs auf. Die Verbraucher 301, 302, 303 können bspw. ein Elektromotor zum Antreiben des Luftfahrzeugs, ein Bordnetz des Luftfahrzeugs und/oder eine Batterie zum zwischenzeitlichen Speichern der bereitgestellten elektrischen Energie sein.
Die Einrichtung 200 umfasst eine Leitungsturbinensektion 210 mit zumindest einer Leistungsturbine 211, vorzugsweise und in der FIG 1 dementsprechend dargestellt aber mit mehreren Leis¬ tungsturbinen 211, 212, 213. Die Leistungsturbinen 211, 212, 213 sind stromabwärts von der Turbinensektion 123 angeordnet, so dass der die Turbinensektion 123 bzw. deren Niederdruck- Turbine 125 verlassende Gasstrom L die Leistungsturbinen 211, 212, 213 nacheinander an- und durchströmt und sie dadurch je¬ weils in Rotation versetzt bzw. antreibt, so dass sie ihrer¬ seits jeweils eine Antriebsleistung für nachgeschaltete Kom¬ ponenten bereitstellen können. Die Leistungsturbinen 211, 212, 213 können hierbei als separate Leistungsturbinen ausge¬ bildet sein oder aber als Turbinenstufen 211, 212, 213 einer gemeinsamen, größeren Leistungsturbine 210.
Weiterhin umfasst die Einrichtung 200 eine Generatorsektion 220 mit zumindest einem elektrischen Generator 221, vorzugsweise aber mit mehreren elektrischen Generatoren 221, 222, 223. Idealerweise entspricht die Anzahl der Generatoren in der Generatorsektion 220 der Anzahl der Leistungsturbinen in der Leistungsturbinensektion 210. Die Generatoren 221, 222, 223 arbeiten jeweils in an sich bekannter Weise, d.h. jeder Generator 221, 222, 223 weist bspw. einen Stator mit
Statorspulen sowie einen Rotor mit Permanentmagneten auf. Die Spulen und die Magnete können elektromagnetisch miteinander wechselwirken, so dass bei rotierendem Rotor in den Spulen elektrische Spannungen induziert werden. Diese können an ent¬ sprechenden elektrischen Kontakten des jeweiligen Generators als elektrische Energie abgegriffen werden.
Jede der Leistungsturbinen 211, 212, 213 ist über eine jewei- lige Welle 231, 232, 233 mit genau einem der Generatoren 221, 222, 223 verbunden, so dass die von den Turbinen 211, 212, 213 bereitgestellte Antriebsleistung über die jeweilige Welle 231, 232, 233 dem jeweiligen Generator 221, 222, 223 bereit- gestellt werden kann. Dementsprechend treibt eine jeweilige Leistungsturbine 211, 212, 213 den mit ihr verbundenen Gene¬ rator 231, 232, 233 bzw. dessen Rotor an, so dass der angetriebene Generator 231, 232, 233 in der oben angedeuteten Weise elektrische Energie für die Verbraucher 301, 302, 303 bereitstellt. Es ist demnach jedem Generator 231, 232, 233 eine separate Leistungsturbine 211, 212, 213 zugeordnet.
Bei der beschriebenen Konfiguration stellt es sich als vor- teilhaft heraus, dass die Generatoren 221, 222, 223 jeweils über unabhängige Turbinen 211, 212, 213 angetrieben werden, d.h. mit Hilfe von Turbinen 211, 212, 213, die insbesondere nicht mit einer der Wellen 126, 127 der Antriebssektion 100 des Triebwerks 1 gekoppelt sind, welche letztlich den Antrieb des Luftfahrzeugs gewährleisten. Die Leistungsturbinen 211, 212, 213 werden zwar über den durch den Fan 110 und/oder durch die Gasturbinensektion 120 beschleunigten Gasstrom L angetrieben, jedoch besteht keine mechanische Kopplung an die Antriebssektion 100. Der Antrieb der Leistungsturbinen 211, 212, 213 erfolgt demnach ausschließlich aufgrund der direkten Wechselwirkung des Gasstroms L mit den Turbinen 211, 212, 213 bzw. mit deren Rotoren und Turbinenblättern. Die Leistungsturbinen 211, 212, 213 sind also, natürlich abgesehen von bspw. Halterungen an einem Gehäuse des Triebwerks 1 etc., nicht mechanisch mit den übrigen für den Antrieb des Luftfahrzeugs relevanten Komponenten des Triebwerks 1 verbunden. Die Leistungsturbinen 211, 212, 213 werden über den die Turbinensektion 123 verlassenden Gasstrom und -für den Fall, dass das Triebwerk 1 als Mantelstromtriebwerk ausgebildet ist- über den entsprechenden Mantelstrom angetrieben.
Der Übersichtlichkeit wegen umfasst die Leistungsturbinensektion 210 nur drei Leistungsturbinen 211, 212, 213. Es ist jedoch klar, dass auch mehr oder weniger als drei Leistungstur- binen vorgesehen sein können. Entsprechendes gilt für die Generatorsektion 220.

Claims

Patentansprüche
1. Triebwerkseinrichtung (1) zum Antreiben eines Fahrzeugs, insbesondere eines hybrid-elektrischen Luftfahrzeugs, und zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung (200) zur Bereitstellung von elektrischer Energie, aufweisend
- eine Antriebssektion (100), welche eingerichtet ist, um zur Erzeugung eines Schubs zum Antreiben des Fahrzeugs einen be- schleunigten Gasstrom L bereitzustellen,
- eine Leistungsturbinensektion (210) zur Bereitstellung der Antriebsleistung für die elektrische Einrichtung (200), aufweisend zumindest eine erste Leistungsturbine (211), wobei die erste Leistungsturbine (211) eine Verbindungsvorrichtung (231) aufweist, mit der die erste Leistungsturbine (211) me¬ chanisch mit einem ersten elektrischen Generator (221) der elektrischen Einrichtung (200) zum Antreiben dieses Generators (221) koppelbar ist,
wobei
- jede der Leistungsturbinen (211, 212, 213) der Leistungsturbinensektion (210) derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie aufgrund einer direkten Wechselwirkung mit dem beschleunigten Gasstrom L antreibbar ist.
2. Triebwerkseinrichtung (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die elektrische Einrichtung (200) derart aus¬ gebildet ist, dass eine von der elektrischen Einrichtung (200) bereitgestellte elektrische Energie einem Verbraucher (301, 302, 303) des Fahrzeugs zuführbar ist, wobei der Ver- braucher (301, 302, 303) ein Elektromotor zum Antreiben des Fahrzeugs oder eine Batterie zum Speichern und späteren Be¬ reitstellen der von der Einrichtung (200) bereitgestellten elektrische Energie ist.
3. Triebwerkseinrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
2, dadurch gekennzeichnet, dass die elektrische Einrichtung (200) den ersten (221) sowie zumindest einen weiteren elektrischen Generator (222, 223) umfasst.
4. Triebwerkseinrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Leistungsturbinensektion (210) die erste (211) sowie zumindest eine weitere Leistungs- turbine (212, 213) umfasst, welche in Strömungsrichtung des Gasstroms L gesehen hintereinander angeordnet sind, wobei je¬ de der Leistungsturbinen (211, 212, 213) eine jeweilige Verbindungsvorrichtung (231, 232, 233) aufweist, mit der die je¬ weilige Leistungsturbine (211, 212, 213) mechanisch mit einem jeweiligen elektrischen Generator (221, 222, 223) zum Antreiben dieses Generators (221, 222, 223) koppelbar ist.
5. Triebwerkseinrichtung (1) nach den Ansprüchen 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass in der Leistungsturbinensektion (210) für jeden elektrischen Generator (221, 222, 223) eine eigene Leistungsturbine (211, 212, 213) vorgesehen ist, wobei jeweils eine dieser Leistungsturbinen (211, 212, 213) mechanisch mit jeweils einem der elektrischen Generatoren (221, 222, 223) gekoppelt ist, um diesen anzutreiben.
6. Triebwerkseinrichtung (1) nach einem der Ansprüche 4 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Leistungsturbinensektion (210) eine Turbine mit mehreren Turbinenstufen (211, 212, 213) ist, wobei jede der Leistungsturbinen (211, 212, 213) als eine der Turbinenstufen realisiert ist.
7. Verfahren zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung (200) zur Bereitstellung von elektrischer Energie für einen Verbraucher (301, 302, 303) eines Fahrzeugs, insbesondere eines hybrid-elektrischen Luftfahr¬ zeugs, unter Verwendung einer Triebwerkseinrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei
- die Antriebssektion (100) der Triebwerkseinrichtung (1) den beschleunigten Gasstrom L bereitstellt und dieser beschleu- nigte Gasstrom L zur ersten Leistungsturbine (211) der Leis¬ tungsturbinensektion (210) geleitet wird,
- der beschleunigte Gasstrom L direkt mit der ersten Leis¬ tungsturbine (211) wechselwirkt und diese antreibt und - die so mit dem Gasstrom L direkt angetriebene erste Leis¬ tungsturbine (211) zumindest einen Teil der Antriebsleistung für die elektrische Einrichtung (200) bereitstellt.
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der erste elektrische Generator (221) unter Ausnutzung der von der ersten Leistungsturbine (211) bereitgestellten Antriebsleistung angetrieben wird und so zumindest einen Teil der elektrischen Energie für den Verbraucher (301, 302, 303) bereitstellt.
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die elektrische Einrichtung (200) den ersten (221) sowie zu¬ mindest einen weiteren elektrischen Generator (222, 223) um- fasst und dass die Leistungsturbinensektion (210) die erste (211) sowie zumindest eine weitere Leistungsturbine (212, 213) umfasst, wobei jeder der Leistungsturbinen (211, 212, 213) einer der elektrischen Generatoren (221, 222, 223) zugeordnet ist, wobei
- der beschleunigte Gasstrom L mit jeder der Leistungsturbi¬ nen (211, 212, 213) direkt wechselwirkt und diese antreibt und
- jede der so mit dem Gasstrom L direkt angetriebenen Leistungsturbinen (211, 212, 213) dem ihr zugeordneten elektri- sehen Generator (221, 222, 223) zumindest einen Teil der Antriebsleistung bereitstellt.
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050103931A1 (en) * 2003-10-27 2005-05-19 Morris Timothy M. Hybrid engine accessory power system
EP1614880A1 (de) * 2004-07-09 2006-01-11 Rolls-Royce Plc Gasturbinentriebwerk
US20070169462A1 (en) * 2004-01-31 2007-07-26 John Sharp Gas turbine, especially an aircraft engine
GB2444838A (en) * 2006-12-15 2008-06-18 Gen Electric Engine powered generator located aft of low pressure turbine
US20090289456A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine apparatus
EP2141339A1 (de) * 2008-07-03 2010-01-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Turbofantriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zum Antreiben mindestens eines Generators
US20100186418A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-29 Snecma Turbine engine with a power turbine equipped with an electric power generator centered on the axis of the turbine engine
DE102013209538A1 (de) * 2013-05-23 2014-11-27 Robert Bosch Gmbh Hybridantrieb für kraftgetriebenes Luftfahrzeug, kraftgetriebenes Luftfahrzeug mit Hybridantrieb und zugehöriges Betriebsverfahren

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100031669A1 (en) * 2008-08-06 2010-02-11 Cessna Aircraft Company Free Turbine Generator For Aircraft
DE102010011027B4 (de) * 2010-03-11 2021-09-02 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Aufladevorrichtung für eine Brennkraftmaschine
EP2423466A3 (de) * 2010-08-23 2012-06-27 Semcon München GmbH Vorrichtung zur Energiegewinnung in Kraftfahrzeugen
US20160047307A1 (en) * 2014-08-15 2016-02-18 General Electric Company Power train architectures with low-loss lubricant bearings and low-density materials
DE102015001615B4 (de) * 2015-02-07 2019-02-14 Ronny Ulrich Reese Vorrichtung zur Erzeugung kinetischer Energie, Einrichtung zur Komprimierung und Verfahren zur Gewinnung elektrischer Energie

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050103931A1 (en) * 2003-10-27 2005-05-19 Morris Timothy M. Hybrid engine accessory power system
US20070169462A1 (en) * 2004-01-31 2007-07-26 John Sharp Gas turbine, especially an aircraft engine
EP1614880A1 (de) * 2004-07-09 2006-01-11 Rolls-Royce Plc Gasturbinentriebwerk
GB2444838A (en) * 2006-12-15 2008-06-18 Gen Electric Engine powered generator located aft of low pressure turbine
US20090289456A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine apparatus
EP2141339A1 (de) * 2008-07-03 2010-01-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Turbofantriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zum Antreiben mindestens eines Generators
US20100186418A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-29 Snecma Turbine engine with a power turbine equipped with an electric power generator centered on the axis of the turbine engine
DE102013209538A1 (de) * 2013-05-23 2014-11-27 Robert Bosch Gmbh Hybridantrieb für kraftgetriebenes Luftfahrzeug, kraftgetriebenes Luftfahrzeug mit Hybridantrieb und zugehöriges Betriebsverfahren

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