WO2020126848A1 - Triebwerksbaugruppe und betriebsverfahren - Google Patents

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WO2020126848A1
WO2020126848A1 PCT/EP2019/084955 EP2019084955W WO2020126848A1 WO 2020126848 A1 WO2020126848 A1 WO 2020126848A1 EP 2019084955 W EP2019084955 W EP 2019084955W WO 2020126848 A1 WO2020126848 A1 WO 2020126848A1
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engine
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energy
engine assembly
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PCT/EP2019/084955
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Peter Schober
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Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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Definitions

  • the proposed solution relates in particular to an engine assembly with a turbine and at least one electric machine.
  • a proposed engine assembly here comprises a turbine for driving at least one rotor shaft, a combustion chamber for generating the drive energy for WO 2020/126848 page 2 PCT / EP2019 / 084955 the turbine and at least one electric machine which is coupled to the rotor shaft and can be operated both as a generator and as an engine. Furthermore, at least one energy storage system is provided which is connected to the electric machine and which can store energy generated by the electric machine when the electric machine is in generator mode. Control electronics of the engine assembly are configured such that the combustion chamber is operated with a lean fuel / air mixture and for this purpose the at least one electric machine is operated selectively in generator mode or in engine mode depending on the power to be applied by the engine assembly.
  • control electronics can thus selectively operate the electric machine as a generator or as a motor, specifically depending on the power to be exerted by the engine assembly.
  • generator operation at least part of the drive energy generated by the turbine is used to drive the electric machine and to store energy, in particular electrical energy, in the energy storage system.
  • the additional electric machine can thus be used to operate the turbine at a medium or high power range without the power generated in this way having to be used completely to drive the vehicle equipped with the engine assembly, for example an aircraft.
  • the electric machine is thus operated via the control electronics, depending on the power to be applied, either as a generator or as a motor, so that the turbine can operate in the narrowest possible power range without major fluctuations. Excess power can be dissipated via the electric machine operated as a generator and the energy storage system. In addition, in one embodiment variant, peaks in the requested power can be covered by the electric motor operated as a motor.
  • the control electronics thus limit a portion of the power to be provided by the engine assembly provided by the turbine and thus limit the power of the turbine to such an extent (up and down) that the combustion chamber can be operated in a lean mixture of fuel and air in different ways Power ranges of the engine assembly can be maintained.
  • one embodiment variant provides that the combustion chamber is set up and intended exclusively for operation with a lean fuel / air mixture and the control electronics are configured to operate the combustion chamber selectively by operating the at least one electric machine in generator mode or in motor mode with a lean fuel-air mixture.
  • operating with a lean fuel-air mixture involves comparatively extremely low emissions.
  • the emission behavior of an engine can thus be positively influenced. If the combustion chamber is set up and intended exclusively for operation with a lean fuel-air mixture, a comparatively simple fuel distribution system and a comparatively simple injection system can also be implemented, since additional operation with a rich fuel-air ratio e.g. would require a more variable metering and admixing of fuel.
  • the combustion chamber comprises an injection system with a plurality of injection nozzles for injecting the lean fuel-air mixture, all the injection nozzles for the combustion chamber being connected to a fuel distributor which always delivers a uniform amount of fuel to all injection nozzles.
  • the injectors are thus supplied with fuel in the same way.
  • the proposed embodiment variant can consequently avoid different injection nozzles, which are supplied with different amounts of fuel during operation of the engine, in order to ensure sufficient flame stability and to avoid flame arrest.
  • An exemplary injection system rather comprises only a low-pressure pump, a high-pressure pump connected in series and a single fuel distributor with the same inflow to all injection nozzles for the combustion chamber, for example an annular combustion chamber.
  • the control electronics are configured, for example, to operate the at least one electric machine in a lower power range of the engine assembly in generator mode and to operate the electric machine in an upper power range of the engine assembly in engine operation.
  • the electric machine can be supplied with electrical energy by the energy storage system during motor operation.
  • electrical energy of the energy storage system can also be used to supply an additional drive unit provided.
  • the engine assembly also includes an additional drive unit which is connected to the energy storage system and can be supplied directly by the energy storage system.
  • the auxiliary drive unit can thus be supplied with electrical energy of the energy storage system during motor operation of the at least one electric machine, but also independently of it and, for example, only as a function of a requested power to be provided by the engine assembly.
  • energy stored in the energy storage system can thus be used to provide additional power if required, without an operating point of the combustion chamber varying considerably and without the combustion chamber e.g. a lean fuel-air mixture would have to be supplied.
  • Operation of the combustion chamber with a lean fuel-air mixture can thus also be maintained if different outputs, e.g. an aircraft, such as an aircraft, is requested in the form of thrusts of different strengths.
  • an additional driving force can be provided via the electric machine operated in motor operation and / or via the at least one additional additional drive unit.
  • the additional drive unit like the at least one turbine, is designed to generate a driving force for driving a (land, water or air) vehicle for which the engine assembly is intended.
  • the control electronics can be configured to control an injection system of the engine assembly and the at least one electric machine and the energy storage system in such a way that a fuel-air mixture with a fuel-air ratio in the range from 0.02 to 0.04 (based on the combustion chamber outlet and as an absolute ratio of the mass flows) is made available over all possible operating points of a vehicle equipped with the engine assembly.
  • control electronics can be configured to determine a minimum power consumption based on a determined fuel-air ratio in relation to an allowable minimum value, in order to avoid extinguishing the combustion chamber. It is then ensured via the control electronics that the actual power consumption is at a lower threshold value for maintaining stability or above if more power or thrust is requested from the engine assembly and in particular from an overall system integrating the engine assembly.
  • Appropriate control logic can then e.g. the transient behavior of the turbine can be influenced, i.e. a delay is e.g. weakened by the minimum value in order not to fall below an acceptable air-fuel ratio.
  • power is requested from the energy storage system in order to avoid very high power in the short term and thus emissions from the turbine.
  • An upper threshold value can be limited to the operating situation of the engine in which energy is available in the energy storage system. In any case, e.g. Reduce starting emissions in normal operation.
  • the control electronics include, for example, firing temperature control electronics which are set up and provided for controlling the generator operation of the at least one electric machine and for controlling the supply of electrical energy to the energy storage system.
  • the combustion temperature control electronics are configured to avoid flame arrest in a combustion chamber into which the lean fuel-air mixture is injected.
  • combustion temperature control electronics in conjunction with at least one sensor that directly or indirectly detects the temperature in the combustion chamber, ensures that a minimum temperature for the ignition of the lean fuel-air mixture is not undercut.
  • the at least one electric machine is used Operation controlled as a generator, so that the electric machine forms an additional load on the at least one rotor shaft, which is driven by the turbine.
  • the turbine can be operated with a higher output and therefore a higher temperature in the combustion chamber, although this output is currently not (completely) required for generating a driving force, for example in an aircraft for generating the thrust.
  • control electronics can have current management electronics for the energy storage system.
  • Such current management electronics are then configured, for example, to control the delivery of energy stored in at least one energy store of the energy storage system.
  • the power management electronics thus ensure, for example, that the at least one energy store of the energy storage system has sufficient capacities for the storage in those phases in which the electric machine delivers electrical energy to the energy storage system and also emits stored energy to a sufficient extent, for example is used for the supply of at least one additionally provided auxiliary drive unit.
  • energy stored in the energy storage system can be used to supply the at least one electric machine and / or at least one additional drive unit when an aircraft that is equipped with the engine assembly starts.
  • the electric machine operated in motor operation can be used to drive a fan coupled to the rotor shaft.
  • the engine assembly can be set up and provided for use in a land, water or aircraft.
  • an aircraft can be provided with at least one engine assembly according to the proposed solution.
  • Another aspect of the proposed solution relates to a method for operating an engine
  • the engine comprises a turbine which drives at least one rotor shaft
  • a combustion chamber of the engine is provided for generating the drive energy for the turbine
  • At least one electric machine of the engine is coupled to the rotor shaft, which can be operated both as a generator and as an engine, and - At least one energy storage system connected to the e-machine is provided, which can store energy generated by the e-machine in generator operation of the e-machine.
  • the combustion chamber is operated with a lean fuel-air mixture and for this purpose the at least one electric machine is operated selectively in generator mode or in engine mode, depending on the power to be applied by the engine assembly.
  • a proposed method can accordingly be implemented by an embodiment variant of a proposed engine assembly.
  • the advantages and features explained above and below for design variants of a proposed engine assembly consequently also apply to design variants of a proposed method and vice versa.
  • an embodiment variant of a proposed (operating) method can provide for the combustion chamber to be set up and intended exclusively for operation with a lean fuel / air mixture, and for operation of the at least one electric machine in the generator mode or in the engine mode by selective operation Combustion chamber with a lean fuel-air mixture is ensured over all possible operating points of the engine.
  • Another aspect of the proposed solution also provides an engine assembly in which a turbine is used to drive an electric machine in generator mode and another electric machine or several other electric machines are used in engine mode to generate the thrust in an engine.
  • the (gas) turbine is in particular not designed as a turbofan with its own thrust generation. Rather, the at least one further electric machine is provided to generate the thrust.
  • the at least one e-machine coupled to the rotor shaft and the at least one further e-machine for generating the thrust in are controlled by control electronics Dependent on the power to be applied by the engine assembly so that the combustion chamber of the turbine is operated with a lean fuel-air mixture, in particular is always operated with a lean fuel-air mixture.
  • Figure 1 schematically shows an embodiment variant of a proposed
  • Engine assembly with an engine comprising an electric machine and an additional electrically driven auxiliary drive unit;
  • Figure 2 shows the engine of Figure 1 schematically in individual representation
  • 3 shows a combustion chamber unit with an injection system for a combustion chamber of the engine of FIGS. 1 and 2;
  • FIG. 5 schematically shows an aircraft with two engines according to the
  • FIG. 4 schematically and in section shows a gas turbine engine T, in which the individual engine components are arranged one behind the other along an axis of rotation or central axis M.
  • the engine T is exemplarily designed as a turbofan engine.
  • air is drawn in along an inlet direction R by means of a fan F.
  • This fan F which is arranged in a fan housing FC, is driven by a rotor shaft RS, which is set in rotation by a turbine TT of the engine T.
  • the turbine TT is connected to a compressor V, which has, for example, a low-pressure compressor 11 and a high-pressure compressor 12, and optionally also a medium-pressure compressor.
  • Fan F leads the one hand Compressor V air to and on the other hand a secondary flow channel or bypass channel B to generate the thrust.
  • the bypass duct B here runs around a core engine comprising the compressor V and the turbine TT, which comprises a primary flow channel for the air supplied to the core engine by the fan F.
  • the air conveyed into the primary flow channel via the compressor V reaches a combustion chamber section BK of the core engine, in which the drive energy for driving the turbine TT is generated.
  • the turbine TT has a high-pressure turbine 13, a medium-pressure turbine 14 and a low-pressure turbine 15.
  • the turbine TT drives the rotor shaft RS and thus the fan F via the energy released during the combustion in order to generate the required thrust via the air conveyed into the bypass duct B.
  • Both the air from the bypass duct B and the exhaust gases from the primary flow duct of the core engine flow out via an outlet A at the end of the engine T.
  • the outlet A usually has a thrust nozzle with a centrally arranged outlet cone C.
  • the fan F can also be coupled to and driven by the low-pressure turbine 15 via a connecting shaft and an epicyclic planetary gear.
  • gas turbine engines can also be provided, in which the proposed solution can be used.
  • such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts.
  • the engine may have a split flow nozzle, which means that the flow through the bypass channel B has its own nozzle, which is separate from the engine core nozzle and is radially outward.
  • any aspect of the present disclosure may also apply to engines in which the flow through the bypass channel B and the flow through the core are mixed before (or upstream) a single nozzle, which may be referred to as a mixed flow nozzle or combined.
  • One or both nozzles can have a fixed or variable range.
  • the example described relates to a turbofan engine
  • the proposed solution can be used, for example, with any type of gas turbine engine, such as e.g. B. with an open rotor (in which the fan stage is not surrounded by an engine nacelle) or a turboprop engine.
  • An electric machine 2 is additionally provided on the rotor shaft RS of the engine T in FIG.
  • the electric machine 2 is coupled to the rotor shaft RS and can be operated both in a generator mode and in a motor mode. Accordingly, electrical energy can be generated by rotating the rotor shaft RS on the electric machine when the electric machine 2 is operated as a generator. If the electric machine 2 is operated as a motor, it can generate an (additional) driving force on the rotor shaft RS for driving the fan F.
  • the electric machine 2 can also be used to supply additional drive units 6 provided in accordance with the schematic illustration in FIG. These electrically operated additional drive units 6 are also provided for generating a thrust on the aircraft P.
  • additional drive units 6 are provided in FIG. 5 on a rear edge of an airfoil of the engine P.
  • an additional drive unit 6 can be provided on a wing tip of a wing of the aircraft P and / or on the rear part of a fuselage of the aircraft P.
  • FIG. 1 shows schematically an embodiment variant of an engine assembly, for example for the aircraft P of FIG. 5.
  • this engine assembly includes the electric machine 2 provided on the common rotor shaft RSS 2 and the turbine TT are operated in conjunction with control electronics 3, 4 in such a way that a combustion chamber of the combustion chamber section BK is supplied exclusively with a lean fuel / air mixture and the electric machine is operated either as a generator or as a motor.
  • generator operation of the electric machine is useful when high power is not required by the engine T, but higher power should still be called up in the turbine TT in order to avoid a flame break when a lean fuel / air mixture is supplied.
  • the electric machine 2 can in turn support rotation of the rotor shaft RS.
  • a fan 60 of such an additional drive unit 6 then provides, for example, an additional thrust for the aircraft P.
  • the control electronics 3, 4 of FIG. 1 include one
  • Firing temperature control electronics 3 a current management electronics 4.
  • the firing repair control electronics 3 serve to control the generator operation of the electric machine 2 and a supply of electrical energy to the power storage system 5 and is configured here to avoid a flame arrest in a combustion chamber of the combustion chamber section BK, into which the lean fuel -Air mixture is injected.
  • the power management electronics 4 in turn primarily serve to control the power storage system 5.
  • the power management electronics 4 is configured to control the delivery of energy stored in at least one energy storage device of the storage storage system 5 to an additional drive unit 6, so that in generator operation of the electric machine 2 there is sufficient capacity for the Storage of electrical energy is available.
  • the combustion temperature control electronics for example as a function of a temperature in the combustion chamber of the combustion chamber section BK, ensure that a load or a protective torque by the electric machine 2 ensures the lean operation of the combustion chamber without major power fluctuations
  • the current management electronics 4 designed and configured to electronically store and distribute the energy supplied by the electric machine 2, so that sufficient charging capacities are available in the generator mode of the electric machine 2.
  • the combustion chamber can be designed and operated exclusively with a lean fuel-air mixture be provided. This then also allows the provision of a comparatively simple fuel distribution and injection system. This is illustrated by way of example with reference to FIG. 3.
  • FIG. 3 shows a combustion chamber unit 7 for the combustion chamber section BK of the engine T with a fuel rail system and an injection system.
  • the fuel distribution system includes, among other things, a low-pressure pump 71 and a high-pressure pump 72 adjoining it for conveying the fuel High-pressure pump, the fuel enters a metering device 73 of the fuel distribution system for metering the amount of fuel that is appropriate for the desired output. From the metering device 73, the predetermined amount of fuel is uniformly distributed via a fuel distributor 74 to injection nozzles 75 of an injection system comprising a plurality of injection nozzles 75. These injection nozzles 75 are arranged distributed on an end face of an annular combustion chamber 76 of the combustion chamber section BK. The lean fuel-air mixture is then injected into the combustion chamber 76 via the injection nozzles 75.
  • the fuel distribution and injection systems provided for the engine T are therefore comparatively simple. A uniform amount of fuel is applied to all the injection nozzles 75.
  • the turbine TT can always be operated in the narrowest possible power range due to the electric machine 2, for example in order to avoid a flame arrest, no rich zones within the combustion chamber 76 have to be provided via injection nozzles that are specially designed and / or to be supplied with an increased amount of fuel. It is therefore not necessary to meter different amounts of fuel, depending on which injection nozzles 75 are to be supplied with fuel. Rather, the interaction of the control electronics 3, 4, the electric machine 2 and the power storage system 5 ensures that the drive energy for the turbine TT is generated by the injection of an always lean fuel-air mixture.
  • no fan F is connected to the rotor shaft RS to generate its own thrust.
  • the turbine TT would rather serve solely to drive at least one electric machine 2, from which (and / or through the power storage system 5) in turn one or more additional electric machines of one or more additional drive units 6 are supplied with energy in order to provide the thrust produce.

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Abstract

Die vorgeschlagene Lösung betrifft insbesondere eine Triebwerksbaugruppe, mit - einer Turbine (TT) zum Antrieb mindestens einer Rotorwelle (RS), - einer Brennkammer (76) zur Erzeugung der Antriebsenergie für die Turbine (TT), - mindestens einer E-Maschine (2), die mit der Rotorwelle (RS) gekoppelt und sowohl in einem Generatorbetrieb als auch in einem Motorbetrieb betreibbar ist, und mindestens einem mit der E-Maschine (2) verbundenen Energiespeichersystem (5), das im Generatorbetrieb der E-Maschine (2) von der E-Maschine (2) erzeugte Energie speichern kann. Eine Steuerelektronik (3, 4) der Triebwerksbaugruppe ist konfiguriert, die Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch zu betreiben und hierfür die mindestens eine E-Maschine (2) in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung selektiv im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb zu betreiben.

Description

Triebwerksbaugruppe und Betriebsverfahren
Beschreibung
Die vorgeschlagene Lösung betrifft insbesondere eine Triebwerksbaugruppe mit einer Turbine und mindestens einer E-Maschine.
Beispielsweise aus der US 2018/0178920 A1 oder der US 2015/0367950 A1 ist es bereits bekannt, bei einer Triebwerksbaugruppe für ein Flugzeug in einem Triebwerk zusätzlich zu einer Turbine eine E-Maschine vorzusehen und über die Turbine des Triebwerks und die E-Maschine eine zusätzliche, elektrisch betriebene Antriebseinheit für die Erzeugung des Schubs anzutreiben. Die aus den beiden vorgenannten Dokumenten bekannten Lösungen fokussiert sich dabei auf hybride Antriebssysteme und eine Steuerungselektronik, die vor allem einen optimierten Betrieb der E-Maschine oder die Vermeidung von Kondensationsstreifen im Betrieb des Triebwerks im Blick hat.
Es besteht vor diesem Hintergrund Bedarf an einer Lösung, die unter Nutzung einer zusätzlichen E-Maschine im Triebwerksbereich eine Reduzierung der Emissionen erreichen kann.
Diese Aufgabe ist sowohl mit einer Triebwerksbaugruppe des Anspruchs 1 als auch mit einem Verfahren des Anspruchs 12 gelöst.
Eine vorgeschlagenen Triebwerksbaugruppe umfasst hierbei eine Turbine zum Antrieb mindestens einer Rotorwelle, eine Brennkammer zur Erzeugung der Antriebsenergie für WO 2020/126848 Seite 2 PCT/EP2019/084955 die Turbine sowie mindestens eine E-Maschine, die mit der Rotorwelle gekoppelt und sowohl einem Generatorbetrieb als auch einem Motorbetrieb betreibbar ist. Ferner ist mindestens ein mit der E-Maschine verbundenes Energiespeichersystem vorgesehen, das im Generatorbetrieb der E-Maschine von der E-Maschine erzeugte Energie speichern kann. Eine Steuerelektronik der Triebwerksbaugruppe ist so konfiguriert, dass die Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betrieben wird und hierfür die mindestens eine E-Maschine in Abhängigkeit von der durch Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung selektiv im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb betrieben wird.
Bei der vorgeschlagenen Lösung kann somit die Steuerelektronik die E-Maschine selektiv als Generator oder als Motor betreiben und zwar hierbei in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung. Während des Generatorbetriebs wird zumindest ein Teil der von der Turbine erzeugten Antriebsenergie dazu genutzt, die E-Maschine anzutreiben und Energie, insbesondere elektrische Energie, in dem Energiespeichersystem zu speichern. Die zusätzliche E-Maschine kann somit dazu genutzt werden, die Turbine bei einem mittleren oder hohen Leistungsbereich zu betreiben, ohne dass die hierbei erzeugte Leistung vollständig zum Antreiben des mit der Triebwerksbaugruppe ausgestatteten Fahrzeugs, zum Beispiel ein Flugzeug, aufgewendet werden muss.
So ist gerade in einem unteren Leistungsbereich einer Turbine ein Betrieb der vorgeschalteten Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch regelmäßig nicht möglich. Bei konventionellen mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betreibbaren Triebwerken ist vielmehr bisher ein äußerst komplexes mehrstufiges Kraftstoffverteilungssystem und Einspritzsystem notwendig, um eine ausreichende Flammenstabilität in der Brennkammer über größere Leistungsbereiche zu gewährleisten. Auf Basis der vorgeschlagenen Lösung kann demgegenüber unter entsprechender Steuerung der mindestens einen zusätzlichen E-Maschine erreicht werden, dass die Brennkammer auch dann mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betrieben werden kann, wenn die tatsächlich angeforderte Leistung der Triebwerksbaugruppe unterhalb einer Mindestleistung der Turbine liegt, die die Turbine abgeben muss, um einen Magerbetrieb der Brennkammer aufrechtzuerhalten, da andernfalls ein Erlöschen der Flamme im Brennraum droht. Mithilfe der E-Maschine kann ein Überschuss an durch die Turbine aufgebrachter Leistung in Kauf genommen werden, um den Magerbetrieb sicherzustellen. Überschüssige Leistung dient dann dem Antrieb der E-Maschine und der Einspeicherung von (elektrischer) Energie in dem
EM 80507 Energiespeichersystem. Die E-Maschine wird somit über die Steuerelektronik in Abhängigkeit von der aufzubringenden Leistung wahlweise als Generator oder als Motor betrieben, um die Turbine in einem möglichst engen Leistungsbereich ohne größere Schwankungen betreiben können. Überschüssige Leistung kann über die als Generator betriebene E-Maschine und das Energiespeichersystem abgeführt werden. Ergänzend können in einer Ausführungsvariante Spitzen in der angeforderten Leistung durch die als Motor betriebene E-Maschine unterstützend abgedeckt werden. Über die Steuerelektronik wird somit ein durch die Turbine bereitgestellter Anteil an einer von der Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung begrenzt und damit die Leistung der Turbine so weit (nach oben und unten) limitiert, dass ein Betrieb der Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch in unterschiedlichen Leistungsbereichen der Triebwerksbaugruppe aufrechterhalten werden kann.
Beispielsweise ist in einer Ausführungsvariante vorgesehen, dass die Brennkammer ausschließlich für einen Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch eingerichtet und vorgesehen ist und die Steuerelektronik konfiguriert ist, durch selektives Betreiben der mindestens einen E-Maschine im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb den Betrieb der Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch sicherzustellen. Mit dem Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch sind erfahrungsgemäß vergleichsweise äußerst niedrige Emissionen verbunden. Indem die Brennkammer ausschließlich für einen entsprechenden Betrieb eingerichtet und vorgesehen ist, kann somit das Emissionsverhalten eines Triebwerks positiv beeinflusst werden. Ist die Brennkammer ausschließlich für einen Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft- Gemisch eingerichtet und vorgesehen, lässt sich ferner ein vergleichsweise einfaches Kraftstoffverteilungssystem und ein vergleichsweise einfaches Einspritzsystem realisieren, da ein zusätzliche Betrieb mit einem fetten Kraftstoff-Luft-Verhältnis z.B. eine variablere Dosierung und Zumischung von Kraftstoff erfordern würde.
Eine Weiterbildung sieht beispielsweise vor, dass die Brennkammer ein Einspritzsystem mit mehreren Einspritzdüsen für das Einspritzen des mageren Kraftstoff-Luft-Gemisches umfasst, wobei alle Einspritzdüsen für die Brennkammer mit einem Kraftstoffverteiler verbunden sind, der stets an alle Einspritzdüsen eine einheitliche Menge Kraftstoff fördert. Die Einspritzdüsen werden somit identisch mit Kraftstoff versorgt. Die vorgeschlagene Ausführungsvariante kann folglich unterschiedlichen Einspritzdüsen vermeiden, die im Betrieb des Triebwerks mit unterschiedlichen Mengen an Kraftstoff versorgt werden, um eine ausreichende Flammenstabilität sicherzustellen und einen Flammenabriss zu vermeiden. Ein exemplarisches Einspritzsystem umfasst vielmehr, lediglich eine Niederdruckpumpe eine sich hieran in Reihe anschließende Hochdruckpumpe und einen einzelnen Kraftstoffverteiler mit gleichem Zufluss an alle Einspritzdüsen für die Brennkammer, zum Beispiel einer Ringbrennkammer. Es sind somit insbesondere keine mit einem fetten Kraftstoff-Luft-Gemisch zu versorgende Einspritzdüsen vorgesehen, die die Stabilität der Flamme im Brennraum sicherstellen müssten. Über die entsprechend betriebene zusätzliche E-Maschine ist vielmehr ein stabiler Betrieb mit magerem Kraftstoff-Luft-Gemisch ohne größere Leistungsschwankungen realisierbar.
Die Steuerelektronik ist beispielsweise konfiguriert, die mindestens eine E-Maschine in einem unteren Leistungsbereich der Triebwerksbaugruppe im Generatorbetrieb zu betreiben und die E-Maschine in einem oberen Leistungsbereich der Triebwerksbaugruppe im Motorbetrieb zu betreiben. Hierbei kann die E-Maschine im Motorbetrieb durch das Energiespeichersystem mit elektrischer Energie versorgt werden.
Alternativ oder ergänzend kann elektrische Energie des Energiespeichersystems auch zur Versorgung einer zusätzlich vorgesehenen Zusatzantriebseinheit genutzt werden. Beispielsweise umfasst die Triebwerksbaugruppe neben mindestens einem Triebwerk mit der Turbine zusätzlich eine Zusatzantriebseinheit, die mit dem Energiespeichersystem verbunden ist und durch das Energiespeichersystem direkt versorgt werden kann. Die Zusatzantriebseinheit kann somit im Motorbetrieb der mindestens einen E-Maschine, aber auch unabhängig hiervon und zum Beispiel nur in Abhängigkeit von einer angeforderten und seitens der Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung mit elektrischer Energie des Energiespeichersystems versorgt werden. Über die mindestens eine Zusatzantriebseinheit kann somit in dem Energiespeichersystem gespeicherte Energie bei Bedarf zur Bereitstellung zusätzlicher Leistung genutzt werden, ohne dass hierfür ein Betriebspunkt der Brennkammer erheblich variiert und der Brennkammer z.B. ein nicht-mageres Kraftstoff-Luft-Gemisch zugeführt werden müsste. Ein Betrieb der Brennkammer mit magerem Kraftstoff-Luft-Gemisch kann somit auch aufrechterhalten werden, wenn unterschiedlichen Leistungen, z.B. bei einem Luftfahrzeug, wie einem Flugzeug, in Form unterschiedlich starken Schubs angefordert wird. Insbesondere kann eine zusätzliche Antriebskraft über die im Motorbetrieb betriebene E-Maschine und/oder über die mindestens eine zusätzliche Zusatzantriebseinheit bereitgestellt werden.
Die Zusatzantriebseinheit ist hierbei, ebenso wie die mindestens eine Turbine, zur Erzeugung einer Antriebskraft für das Antreiben eines (Land-, Wasser- oder Luft-) Fahrzeugs eingerichtet, für das die Triebwerksbaugruppe vorgesehen ist. Grundsätzlich kann die Steuerelektronik konfiguriert sein, ein Einspritzsystem der Triebwerksbaugruppe und die mindestens eine E-Maschine sowie das Energiespeichersystem derart anzusteuern, dass in der Brennkammer ein Kraftstoff-Luft- Gemisch mit einem Kraftstoff-Luft-Verhältnis im Bereich von 0.02 bis 0.04 (bezogen auf den Brennkammeraustritt und als absolutes Verhältnis der Massenströme) über alle mögliche Betriebspunkte eines mit der Triebwerksbaugruppe ausgestatteten Fahrzeugs zur Verfügung gestellt wird.
Grundsätzlich kann die Steuerelektronik konfiguriert sein, basierend auf einem ermittelten Kraftstoff-Luft-Verhältnis im Verhältnis zu einem zulässigen Minimalwert eine minimale Leistungsentnahme zu bestimmen, um ein Brennkammerverlöschen zu vermeiden. Hierbei wird dann über die Steuerelektronik sichergestellt, dass die tatsächliche Leistungsentnahme auf einem unteren Schwellwert für den Erhalt der Stabilität oder darüber liegt, wenn von der Triebwerksaugruppe und insbesondere einem die Triebwerksaugruppe integrierenden Gesamtsystem mehr Leistung oder Schub angefragt wird. Über eine entsprechende Steuerlogik wird kann dann auch z.B. das transiente Verhalten der Turbine beeinflusst werden, das heißt eine Verzögerung wird z.B. durch den Minimalwert abgeschwächt, um nicht unter ein akzeptables Kraftstoff-Luft-Verhältnis zu fallen. Ebenso kann es einen oberen Schwellwert geben, über den eine maximale Emission an NOx limitiert wird. In diesem Fall kann z.B. in einer Ausführungsvariante Leistung von dem Energiespeichersystem angefragt werden, um eine kurzfristig sehr hohe Leistung und damit Emissionen von dem Turbine zu vermeiden. Ein oberer Schwellwert kann hierbei auf Betriebssituation des Triebwerks beschränkt sein, in denen Energie im Energiespeichersystem zur Verfügung steht. In jedem Fall lassen sich hierbei z.B. Startemissionen im Normalbetrieb verringern.
Die Steuerelektronik umfasst beispielsweise eine Brenntemperatursteuerungselektronik, die für die Steuerung des Generatorbetriebs der mindestens einen E-Maschine und für die Steuerung einer Zuführung elektrischer Energie an das Energiespeichersystem eingerichtet und vorgesehen ist. Hierbei ist die Brenntemperatursteuerungselektronik konfiguriert, einen Flammenabriss in einer Brennkammer zu vermeiden, in die das magere Kraftstoff-Luft-Gemisch eingespritzt wird. Die
Brenntemperatursteuerungselektronik stellt hierbei gegebenenfalls in Verbindung mit wenigstens einem direkt oder indirekt die Temperatur in der Brennkammer erfassenden Sensor sicher, dass eine Mindesttemperatur für die Zündung des mageren Kraftstoff-Luft- Gemisches nicht unterschritten wird. Hierfür wird die mindestens eine E-Maschine zum Betrieb als Generator angesteuert, sodass die E-Maschine eine zusätzliche Last an der mindestens einen Rotorwelle bildet, die von der Turbine angetrieben wird. Die Turbine kann auf diese Weise mit höherer Leistung und damit höherer Temperatur in der Brennkammer betrieben werden, obwohl diese Leistung aktuell nicht (vollständig) für die Erzeugung einer Antriebskraft, zum Beispiel bei einem Flugzeug zur Erzeugung des Schubs, benötigt wird.
Alternativ oder ergänzend kann die Steuerelektronik eine Strommanagementelektronik für das Energiespeichersystem aufweisen. Eine solche Strommanagementelektronik ist dann beispielsweise konfiguriert, die Abgabe in mindestens einem Energiespeicher des Energiespeichersystems gespeicherter Energie zu steuern. Die Strommanagementelektronik stellt so zum Beispiel sicher, dass der mindestens eine Energiespeicher des Energiespeichersystems in denjenigen Phasen, in denen die E- Maschine elektrische Energie an das Energiespeichersystem liefert, ausreichende Kapazitäten für die Speicherung zur Verfügung hat und gespeicherte Energie auch in ausreichendem Maße abgegeben und beispielsweise für die Versorgung mindestens einer zusätzlich vorgesehenen Zusatzantriebseinheit genutzt wird. Beispielsweise kann in dem Energiespeichersystem gespeicherte Energie zur Versorgung der mindestens einen E-Maschine und/oder mindestens einer Zusatzantriebseinheit genutzt werden, wenn ein Flugzeugs, das mit der Triebwerksbaugruppe ausgestattet ist, startet. Insbesondere kann hierbei die im Motorbetrieb betriebene E-Maschine zum Antreiben eines mit der Rotorwelle gekoppelten Fans genutzt werden.
Grundsätzlich kann die Triebwerksbaugruppe zu Verwendung in einem Land-, Wasser oder Luftfahrzeug eingerichtet und vorgesehen sein. Insbesondere kann ein Flugzeug mit wenigstens einer Triebwerksbaugruppe gemäß der vorgeschlagenen Lösung bereitgestellt werden.
Ein weiterer Aspekt der vorgeschlagenen Lösung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Triebwerks hierbei ist vorgesehen, dass
- das Triebwerk eine Turbine umfasst, die mindestens eine Rotorwelle antreibt,
- eine Brennkammer des T riebwerks zur Erzeugung der Antriebsenergie für die T urbine vorgesehen ist,
- mindestens eine E-Maschine des Triebwerks mit der Rotorwelle gekoppelt ist, die sowohl einem Generatorbetrieb als auch einem Motorbetrieb betreibbar ist, und - mindestens ein mit der E-Maschine verbundenes Energiespeichersystem vorgesehen ist, das im Generatorbetrieb der E-Maschine von der E-Maschine erzeugte Energie speichern kann.
Die Brennkammer wird hierbei mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betrieben und hierfür die mindestens eine E-Maschine in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung selektiv im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb betrieben.
Ein vorgeschlagenes Verfahren kann dementsprechend von einer Ausführungsvariante einer vorgeschlagenen Triebwerksbaugruppe umgesetzt werden. Vorstehend und nachstehend erläuterte Vorteile und Merkmale für Ausführungsvarianten einer vorgeschlagenen Triebwerksbaugruppe gelten folglich auch für Ausführungsvarianten eines vorgeschlagenen Verfahrens und umgekehrt.
Insbesondere kann eine Ausführungsvariante eines vorgeschlagenen (Betriebs-) Verfahrens vorsehen, dass die Brennkammer ausschließlich für einen Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch eingerichtet und vorgesehen ist und durch selektives Betreiben der mindestens einen E-Maschine im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb der Betrieb der Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch über alle möglichen Betriebspunkte des Triebwerks sichergestellt wird. Dies schließt beispielsweise ein, dass in einem unteren Leistungsbereich des Triebwerks die mindestens eine E-Maschine im Generatorbetrieb betrieben und hierdurch Energie in mindestens einem Energiespeicher des Energiespeichersystems gespeichert wird und in einem oberen Leistungsbereich des Triebwerks die mindestens eine E-Maschine im Motorbetrieb betrieben wird und über das Energiespeichersystem bereitgestellte Energie zum Betrieb der E-Maschine und/oder zum Betrieb mindestens einer zusätzlich vorgesehenen Zusatzantriebseinheit genutzt wird.
Eine weiterer Aspekt der vorgeschlagenen Lösung sieht ferner eine Triebwerksbaugruppe vor, bei der eine Turbine zum Antrieb einer E-Maschine im Generatorbetrieb genutzt wird und eine weitere E-Maschine oder mehrere weitere E- Maschinen im Motorbetrieb zur Erzeugung des Schubs in einem Triebwerk genutzt werden. In dieser Variante wird mit anderen Worten die (Gas-) Turbine insbesondere nicht als Turbofan mit eigener Schuberzeugung ausgeführt. Zur Erzeugung der Schubkraft ist vielmehr die mindestens eine weitere E-Maschine vorgesehen. Über eine Steuerelektronik werden die mindestens eine mit der Rotorwelle gekoppelte E-Maschine und die mindestens eine weitere E-Maschine zur Erzeugung der Schubkraft in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung derart angesteuert, dass die Brennkammer der Turbine mit einem mageren Kraftstoff-Luft- Gemisch betrieben wird, insbesondere stets mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betrieben wird.
Die beigefügten Figuren veranschaulichen exemplarisch mögliche Ausführungsvarianten der vorgeschlagenen Lösung.
Hierbei zeigen:
Figur 1 schematisch eine Ausführungsvariante einer vorgeschlagenen
Triebwerksbaugruppe mit einem eine E-Maschine umfassenden Triebwerk und einer zusätzlichen elektrisch angetriebenen Zusatzantriebseinheit;
Figur 2 das Triebwerk der Figur 1 schematisch in Einzeldarstellung; Figur 3 eine Brennkammereinheit mit Einspritzsystem für eine Brennkammer des Triebwerks der Figuren 1 und 2;
Figur 4 in geschnittener Ansicht und mit größerem Detaillierungsgrad das
Triebwerk der Figuren 1 und 2;
Figur 5 schematisch ein Flugzeug mit zwei Triebwerken entsprechend den
Figuren 1 , 2 und 4 und mehreren Zusatzantriebseinheiten entsprechend der Figur 1.
Die Figur 4 veranschaulicht schematisch und in Schnittdarstellung ein Gasturbinentriebwerk T, bei dem die einzelnen Triebwerkskomponenten entlang einer Rotationsachse oder Mittelachse M hintereinander angeordnet sind. Das Triebwerk T ist exemplarisch als Turbofan-Triebwerk ausgebildet. An einem Einlass oder Intake E des Triebwerks T wird Luft entlang einer Eintrittsrichtung R mittels eines Fans F angesaugt. Dieser in einem Fangehäuse FC angeordnete Fan F wird über eine Rotorwelle RS angetrieben, die von einer Turbine TT des Triebwerks T in Drehung versetzt wird. Die Turbine TT schließt sich hierbei an einen Verdichter V an, der beispielsweise einen Niederdruckverdichter 11 und einen Hochdruckverdichter 12 aufweist, sowie gegebenenfalls noch einen Mitteldruckverdichter. Der Fan F führt einerseits dem Verdichter V Luft zu sowie andererseits einem Sekundärstromkanal oder Bypasskanal B zur Erzeugung des Schubs. Der Bypasskanal B verläuft hierbei um ein den Verdichter V und die Turbine TT umfassendes Kerntriebwerk, das einen Primärstromkanal für die durch den Fan F dem Kerntriebwerk zugeführte Luft umfasst.
Die über den Verdichter V in den Primärstromkanal geförderte Luft gelangt in einen Brennkammerabschnitt BK des Kerntriebwerks, in dem die Antriebsenergie zum Antreiben der Turbine TT erzeugt wird. Die Turbine TT weist hierfür eine Hochdruckturbine 13, eine Mitteldruckturbine 14 und einen Niederdruckturbine 15 auf. Die Turbine TT treibt dabei über die bei der Verbrennung frei werdende Energie die Rotorwelle RS und damit den Fan F an, um über die die in den Bypasskanal B geförderte Luft den erforderlichen Schub zu erzeugen. Sowohl die Luft aus dem Bypasskanal B als auch die Abgase aus dem Primärstromkanal des Kerntriebwerks strömen über einen Auslass A am Ende des Triebwerks T aus. Der Auslass A weist hierbei üblicherweise eine Schubdüse mit einem zentral angeordneten Austrittskonus C auf.
Grundsätzlich kann der Fan F auch über eine Verbindungswelle und ein epizyklisches Planetengetriebe mit der Niederdruckturbine 15 gekoppelt und von dieser angetrieben werden. Ferner können auch andere, abweichend ausgestalte Gasturbinentriebwerke vorgesehen sein, bei denen die vorgeschlagene Lösung Anwendung finden kann. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein Beispiel kann das Triebwerk eine Teilungsstromdüse aufweisen, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal B seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse separat ist und radial außen liegt. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal B und der Strom durch den Kern vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofantriebwerk bezieht, kann die vorgeschlagene Lösung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Fanstufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, angewendet werden. An der Rotorwelle RS des Triebwerks T der Figur 4 ist zusätzlich eine E-Maschine 2 vorgesehen. Die E-Maschine 2 ist mit der Rotorwelle RS gekoppelt und kann sowohl in einem Generatorbetrieb als auch einem Motorbetrieb betrieben werden. Dementsprechend kann durch Drehung der Rotorwelle RS an der E-Maschine elektrische Energie erzeugt werden, wenn die E-Maschine 2 als Generator betrieben wird. Wird die E-Maschine 2 als Motor betrieben, kann sie eine (zusätzliche) Antriebskraft an die Rotorwelle RS zum Antreiben des Fans F erzeugen.
Die E-Maschine 2 kann bei der Verwendung des Triebwerks T an einem Flugzeug P entsprechend der schematischen Darstellung der Figur 5 auch zur Versorgung zusätzlich vorgesehener Zusatzantriebseinheiten 6 genutzt werden. Diese elektrisch betriebenen Zusatzantriebseinheiten 6 sind ebenfalls zur Erzeugung eines Schubs an dem Flugzeug P vorgesehen. Exemplarisch sind in der Figur 5 jeweils mehrere Zusatzantriebseinheiten 6 an einer Hinterkante einer Tragfläche des Triebwerks P vorgesehen. Ferner kann eine Zusatzantriebseinheit 6 an einer Flügelspitze einer Tragfläche des Flugzeugs P und/oder am hinteren Teil eines Rumpfes des Flugzeugs P vorgesehen sein.
Das Zusammenwirken der E-Maschine 2, des Brennkammerabschnitts BK und der Turbine TT des Triebwerks T sowie gegebenenfalls mindestens einer Zusatzantriebseinheit 6 innerhalb einer das Triebwerk T und mindestens eine Zusatzantriebseinheit 6 umfassenden Triebwerksbaugruppe soll nachfolgend insbesondere anhand der Figuren 1 bis 3 näher erläutert werden.
Figur 1 zeigt hierfür schematisch eine Ausführungsvariante einer Triebwerksbaugruppe, z.B. für das Flugzeug P der Figur 5. Diese Triebwerksbaugruppe umfasst neben dem Verdichter V, dem Brennkammerabschnitt BK und der Turbine TT die an der gemeinsamen Rotorwelle RSS vorgesehene E-Maschine 2. Die E-Maschine 2 und die Turbine TT werden über eine Steuerelektronik 3, 4 derart im Zusammenspiel betrieben, dass eine Brennkammer des Brennkammerabschnitts BK ausschließlich mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch versorgt wird und die E-Maschine wahlweise als Generator oder Motor betrieben wird. So bietet sich beispielsweise ein Generatorbetrieb der E-Maschine an, wenn keine hohe Leistung durch das Triebwerk T gefordert ist, in der Turbine TT zur Vermeidung eines Flammenabrisses bei Versorgung mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch aber weiterhin eine höhere Leistung abgerufen werden sollte. Im Motorbetrieb kann die E-Maschine 2 wiederum eine Drehung der Rotorwelle RS unterstützen. Alternativ oder ergänzend können über ein Energiespeichersystem in Form eines Stromspeichersystems 5, das im Generatorbetrieb der E-Maschine 2 mit elektrischer Energie versorgt wurde, eine oder mehrere der Zusatzantriebseinheiten 6 angetrieben werden. Ein Fan 60 einer solchen Zusatzantriebseinheit 6 stellt dann z.B. einen zusätzlichen Schub für das Flugzeug P zur Verfügung.
Die Steuerelektronik 3, 4 der Figur 1 umfasst neben einer
Brenntemperatursteuerungselektronik 3 eine Strommanagementelektronik 4. Die Brennreparatursteuerungselektronik 3 dient der Steuerung des Generatorbetriebs der E- Maschine 2 und einer Zuführung von elektrischer Energie an das Stromspeichersystem 5 und ist hierbei konfiguriert, einen Flammenabriss in einer Brennkammer des Brennkammerabschnitt BK zu vermeiden, in die das magere Kraftstoff-Luft-Gemisch eingespritzt wird. Die Strommanagementelektronik 4 dient wiederum vornehmlich der Steuerung des Stromspeichersystems 5. Die Strommanagementelektronik 4 ist hierfür konfiguriert, die Abgabe in mindestens einem Energiespeicher des Speicherspeichersystems 5 gespeicherter Energie an eine Zusatzantriebseinheit 6 zu steuern, sodass in einem Generatorbetrieb der E-Maschine 2 ausreichend Kapazität für die Speicherung von elektrischer Energie zur Verfügung steht. Während also die Brenntemperatursteuerungselektronik zum Beispiel in Abhängigkeit von einer Temperatur in der Brennkammer des Brennkammerabschnitts BK elektronisch gesteuert dafür Sorge trägt, dass eine Last oder ein schützendes Drehmoment durch die E-Maschine 2 den mageren Betrieb der Brennkammer ohne größere Leistungsschwankungen gewährleistet, ist die Strommanagementelektronik 4 dazu ausgelegt und konfiguriert, elektronisch die durch die E-Maschine 2 gelieferte Energie zu speichern und zu verteilen, sodass im Generatorbetrieb der E-Maschine 2 ausreichende Ladekapazitäten zur Verfügung stehen.
Durch das Vorsehen der zusätzlichen E-Maschine 2 im Triebwerk TT und dem dadurch ermöglichten dauerhaften Betrieb der Brennkammer mit einem mageren Kraftstoff-Luft- Gemisch über alle abzubildenden Betriebspunkte, kann die Brennkammer ausschließlich für den Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch ausgelegt und vorgesehen werden. Dies gestattet dann auch das Vorsehen eines vergleichsweise einfach gestalteter Kraftstoffverteiler- und Einspritzsysteme. Exemplarisch ist dies anhand der Figur 3 veranschaulicht.
Die Figur 3 zeigt dabei einen Brennkammereinheit 7 für den Brennkammerabschnitt BK des Triebwerks T mit einem Kraftstoffversteilersystem und einem Einspritzsystem. Das Kraftstoffverteilersystem umfasst unter anderem für die Förderung des Kraftstoffs eine Niederdruckpumpe 71 und eine sich hieran anschließende Hochdruckpumpe 72. Aus der Hochdruckpumpe gelangt der Kraftstoff in eine Dosiereinrichtung 73 des Kraftstoffverteilersystems für die Dosierung der je nach gewünschter Leistung passenden Kraftstoffmenge. Von der Dosiereinrichtung 73 wird die vorgegebene Menge Kraftstoff über einen Kraftstoffverteiler 74 einheitlich auf Einspritzdüsen 75 eines mehrere Einspritzdüsen 75 umfassenden Einspritzsystems verteilt. Diese Einspritzdüsen 75 sind verteilt an einer Stirnseite einer ringförmigen Brennkammer 76 des Brennkammerabschnitt BK angeordnet. Über die Einspritzdüsen 75 wird dann das magere Kraftstoff-Luft-Gemisch in die Brennkammer 76 eingespritzt.
Die für das Triebwerk T vorgesehenen Kraftstoffverteiler- und Einspritzsysteme sind somit vergleichsweise einfach ausgestaltet. Alle Einspritzdüsen 75 werden mit einer einheitlichen Menge an Kraftstoff beaufschlagt. Indem aufgrund der E-Maschine 2 die Turbine TT stets in einem möglichst schmalbandigen Leistungsbereich betrieben werden kann, müssen beispielsweise zur Vermeidung eines Flammenabrisses keine fetten Zonen innerhalb der Brennkammer 76 über besonders ausgestaltete und/oder mit einer erhöhten Kraftstoffmenge zu versorgende Einspritzdüsen vorgesehen werden. Eine Dosierung unterschiedlicher Kraftstoffmengen, je nachdem, welche Einspritzdüsen 75 mit Kraftstoff zu versorgen ist, ist somit nicht notwendig. Vielmehr ist über das Zusammenspiel der Steuerelektronik 3, 4, der E-Maschine 2 und das Stromspeichersystem 5 sichergestellt, dass die Antriebsenergie für die Turbine TT über die Einspritzung eines stets mageren Kraftstoff-Luft-Gemisches erzeugt wird.
Ferner kann in einer Ausführungsvariante vorgesehen sein, dass mit der Rotorwelle RS kein Fan F zur eigenen Schuberzeugung verbunden ist. Die Turbine TT würde hier vielmehr allein dem Antreiben mindestens einer E-Maschine 2 dienen, von der (und/oder durch das Stromspeichersystem 5) wiederrum eine oder mehrere weitere E-Maschinen einer oder mehrerer Zusatzantriebseinheiten 6 mit Energie versorgt werden, um den Schub zu erzeugen.
Bezugszeichenliste
11 Niederdruckverdichter
12 Hochdruckverdichter
13 Hochdruckturbine
14 Mitteldruckturbine
15 Niederdruckturbine
2 E-Maschine
3 Brenntemperatursteuerungselektronik
4 Strommanagementelektronik
5 Stromspeichersystem (Energiespeichersystem)
6 Zusatzantriebseinheit
60 Fan
7 Brennkammereinheit
71 Niederdruckpumpe
72 Hochdruckpumpe
73 Dosiereinrichtung
74 Kraftstoffverteiler
75 Einspritzdüse
76 Brennkammer
A Auslass
B Bypasskanal
BK Brennkammerabschnitt
E Einlass / Intake
F Fan
M Mittelachse / Rotationsachse
P Flugzeug
R Eintrittsrichtung
RS Rotorwelle
T Gasturbinentriebwerk
TT Turbine
V Verdichter

Claims

Ansprüche
1. Triebwerksbaugruppe, mit
- einer Turbine (TT) zum Antrieb mindestens einer Rotorwelle (RS),
- einer Brennkammer (76) zur Erzeugung der Antriebsenergie für die T urbine (TT),
- mindestens einer E-Maschine (2), die mit der Rotorwelle (RS) gekoppelt und sowohl in einem Generatorbetrieb als auch in einem Motorbetrieb betreibbar ist, und
- mindestens einem mit der E-Maschine (2) verbundenem Energiespeichersystem (5), das im Generatorbetrieb der E-Maschine (2) von der E-Maschine (2) erzeugte Energie speichern kann, gekennzeichnet durch eine Steuerelektronik (3, 4), die konfiguriert ist, die Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch zu betreiben und hierfür die mindestens eine E- Maschine (2) in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung selektiv im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb zu betreiben.
2. Triebwerksbaugruppe nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (76) ausschließlich für einen Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft- Gemisch eingerichtet und vorgesehen ist und die Steuerelektronik (3, 4) konfiguriert ist, durch selektives Betreiben der mindestens einen E-Maschine im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb den Betrieb der Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch sicherzustellen.
3. Triebwerksbaugruppe nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, die Brennkammer (76) ein Einspritzsystem mit mehreren Einspritzdüsen (75) für das Einspritzen des mageren Kraftstoff-Luft-Gemisches umfasst, wobei alle Einspritzdüsen (75) für die Brennkammer (76) mit einem Kraftstoffverteiler (74) verbunden sind, der stets an alle Einspritzdüsen (75) eine einheitliche Menge Kraftstoff fördert.
4. Triebwerksbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerelektronik (3, 4) konfiguriert ist, die mindestens eine E-Maschine (2) in einem unteren Leistungsbereich der Triebwerksbaugruppe im Generatorbetrieb zu betreiben und die E-Maschine (2) in einem oberen Leistungsbereich der Triebwerksbaugruppe im Motorbetrieb zu betreiben.
5. Triebwerksbaugruppe nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die E- Maschine (2) im Motorbetrieb durch das Energiespeichersystem (5) mit elektrischer Energie versorgt wird.
6. Triebwerksbaugruppe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Triebwerksbaugruppe mindestens ein Triebwerk (T) mit der Turbine (TT) und zusätzlich mindestens eine Zusatzantriebseinheit (6) umfasst, wobei die Zusatzantriebseinheit (6) mit dem Energiespeichersystem (5) verbunden ist, sodass die Zusatzantriebseinheit (6) durch das Energiespeichersystem (5) mit Energie versorgt werden kann.
7. Triebwerksbaugruppe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerelektronik (3, 4) eine
Brenntemperatursteuerungselektronik (3) für die Steuerung des Generatorbetriebs der mindestens einen E-Maschine (2) und einer Zuführung von elektrischer Energie an das Energiespeichersystem (5) aufweist, die konfiguriert ist, einen Flammabriss in der Brennkammer (76) zu vermeiden, in die das magere Kraftstoff-Luft-Gemisch eingespritzt wird.
8. Triebwerksbaugruppe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerelektronik (3, 4) eine Strommanagementelektronik (4) für das Energiespeichersystem (5) aufweist, die konfiguriert ist, die Abgabe in mindestens einem Energiespeicher des Energiespeichersystems (5) gespeicherter Energie zu steuern.
9. Triebwerksbaugruppe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Triebwerksbaugruppe zur Verwendung in einem Land-, Wasser- oder Luftfahrzeug eingerichtet und vorgesehen ist.
10. Triebwerksbaugruppe, mit
- einer Turbine (TT) zum Antrieb mindestens einer Rotorwelle (RS),
- einer Brennkammer (76) zur Erzeugung der Antriebsenergie für die T urbine (TT),
- mindestens einer E-Maschine (2), die mit der Rotorwelle (RS) gekoppelt und in einem Generatorbetrieb betreibbar ist, und - mindestens einem mit der E-Maschine (2) verbundenem Energiespeichersystem (5), das im Generatorbetrieb der E-Maschine (2) von der E-Maschine (2) erzeugte Energie speichern kann, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine weitere E-Maschine zur Erzeugung einer Schubkraft vorgesehen ist und eine Steuerelektronik (3, 4) vorgesehen ist, die konfiguriert ist, die Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch zu betreiben und hierfür die mindestens eine mit der Rotorwelle (RS) gekoppelte E-Maschine (2) und die mindestens eine weitere E-Maschine zur Erzeugung der Schubkraft in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung zu betreiben.
11. Flugzeug mit wenigstens einer Triebwerksbaugruppe nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
12. Verfahren zum Betreiben eines Triebwerks (T), wobei
- das Triebwerk (T) eine Turbine (TT) umfasst, die mindestens eine Rotorwelle (RS) antreibt,
- eine Brennkammer (76) des Triebwerks (T) zur Erzeugung der Antriebsenergie für die Turbine (TT) vorgesehen ist,
- mindestens eine E-Maschine (2) des Triebwerks (T) mit der Rotorwelle (RS) gekoppelt ist, die sowohl in einem Generatorbetrieb als auch in einem Motorbetrieb betreibbar ist, und
- mindestens ein mit der E-Maschine (2) verbundenes Energiespeichersystem (5) vorgesehen ist, das im Generatorbetrieb der E-Maschine (2) von der E-Maschine (2) erzeugte Energie speichern kann, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch betrieben wird und hierfür die mindestens eine E-Maschine (2) in Abhängigkeit von der durch die Triebwerksbaugruppe aufzubringenden Leistung selektiv im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb betrieben wird.
13. Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (76) ausschließlich für einen Betrieb mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch eingerichtet und vorgesehen ist und durch selektives Betreiben der mindestens einen E-Maschine im Generatorbetrieb oder im Motorbetrieb der Betrieb der Brennkammer (76) mit einem mageren Kraftstoff-Luft-Gemisch über alle möglichen Betriebspunkte des Triebwerks (T) sichergestellt wird.
14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass in einem unteren Leistungsbereich des Triebwerks (T) die mindestens eine E-Maschine (2) im Generatorbetrieb betrieben und hierdurch Energie in mindestens einem
Energiespeicher des Energiespeichersystems (5) gespeichert wird und in einem oberen Leistungsbereich des Triebwerks (T) die mindestens eine E-Maschine (2) im Motorbetrieb betrieben wird und über das Energiespeichersystem (5) bereitgestellte Energie zum Betrieb der E-Maschine (2) und/oder zum Betrieb mindestens einer zusätzlich vorgesehenen Zusatzantriebseinheit (6) genutzt wird.
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