Die vorliegende Erfindung betrifft ein Triebwerk gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Aus dem Stand der Technik sind Turbofantriebwerke bekannt, bei denen ein Luftstrom in einen inneren Luftstrom, der in eine eigentliche Gasturbine eingeleitet wird, und einen äußeren Luftstrom - den sog. Bypass-Strom oder Nebenstrom - aufgeteilt wird, der außen an der eigentlichen Gasturbine vorbeigeführt wird. Die eigentliche Gasturbine besteht dabei im Allgemeinen aus einer oder mehreren Verdichterstufen, einer Brennkammer, einer oder mehreren Turbinenstufen sowie einer Düse, die alle in Reihe geschaltet sind. Der Bypass-Strom wird durch einen der Gasturbine gewöhnlich vorgeschalteten Fan erzeugt.

Bei diesen Turbofantriebwerken ist der Vortriebs Wirkungsgrad umso höher, je höher das Massenverhältnis des Bypass-Stroms zu dem inneren Luftstrom ist (sog. Bypass- Verhältnis). Der Massenanteil des Bypass-Stroms, d.h. das Bypass-Verhältnis, und somit der Wirkungsgrad kann durch Vergrößern des Fandurchmessers erhöht werden.

Heutzutage werden bei Turbofantriebwerken in der Regel ummantelte Fans verwendet, die gegenüber Propellern und offenen Propfans deutliche Vorteile bei der Lärmemission bieten. Ummantelte Fans mit sehr großen Durchmessern weisen einen hohen Gondelwiderstand auf und lassen sich im Flugzeug nur mit Nachteilen integrieren. So werden bei der üblichen Triebwerksanordnung unter dem Flügel hohe Fahrwerke erforderlich und infolge der Triebwerks-/Flügelinterferenz steigen zudem die Installationswiderstände an. Folglich kann der Fandurchmesser nicht beliebig erhöht werden.

Zur Lösung dieser Problematik wurde der Einsatz einer Vielzahl kleiner Antriebe im Flugzeug zur Verringerung der Installationswiderstände diskutiert, jedoch wurde eine derartige Lösung aufgrund der schlechten Wirkungsgrade der kleinen Hochdruckkomponenten nicht realisiert.

Neben der Erhöhung des Bypass-Verhältnisses kann der Wirkungsgrad eines Triebwerks durch Optimierung des thermischen Wirkungsgrads erhöht werden. Der thermi- sehe Wirkungsgrad eines herkömmlichen Gasturbinenprozesses, wie er bei Turbofan- triebwerken der o. g. Art angewendet wird, verbessert sich mit zunehmender Brennkammeraustrittstemperatur und zunehmendem Gesamtdruckverhältnis. Weitere Steigerungen der Brennkammeraustrittstemperaturen sind jedoch nur noch bedingt möglich, da die zulässigen Werkstofftemperaturen überschritten werden und die NO _x -Emissionen 5 bei hohen Temperaturen stark anwachsen. Unter diesem Gesichtspunkt sind aus stationären Gasturbinen Kreisprozesse mit Zwischenkühler, Abgaswärmetauscher und Zwi- schenüberhitzung bekannt, die bei gleicher Maximaltemperatur eine Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades ermöglichen. Die Integration von Zwischenkühler, Abgaswärmetauscher und Zwischenüberhitzung in eine Flugzeuggasturbine ist jedoch L 0 bspw. aus Gewichtsgründen problematisch, so dass bis jetzt von einer Umsetzung abgesehen wurde.

Daher ist es die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Triebwerk vorzusehen, das ein hohes Bypass- Verhältnis ermöglicht sowie einen hohen thermischen Wirkungsgrad er- L 5 reicht.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung wird mit einem Triebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

20 Erfindungsgemäß wird ein Triebwerk vorgeschlagen, das im Wesentlichen aus zwei Baugruppen besteht, und zwar einem Kerntriebwerk und mindestens einem dem Kerntriebwerk (in funktionaler/strömungstechnischer und/oder baulicher Hinsicht) nachgeschalteten Vortriebserzeuger. Das Kerntriebwerk umfasst dabei eine Verdichterstufe, eine Hochdruckbrennkammer und eine die Verdichterstufe antreibende Hochdrucktur- 5 bine, die in Reihe geschaltet sind. Der Vortriebserzeuger umfasst eine Niederdruckbrennkammer und eine Niederdruckturbine, die einen Fan antreibt.

Diese funktionale Aufteilung in Kerntriebwerk und Vortriebserzeuger ermöglicht Verbesserungen bezüglich des Vortriebswirkungsgrads, des thermischen Wirkungsgrads 0 und der Integration im Flugzeug.

Durch die Vorschaltung des Kerntriebwerks kann dieses für mehrere Vortriebserzeuger, die jeweils einen Bypass-Strom erzeugen, vorgesehen werden. Somit kann über die Anzahl der Vortriebserzeuger das Bypass-verhältnis, d.h. der Vortriebswirkungsgrad, er- 35 höht werden, ohne den Fandurchmesser erhöhen zu müssen. Des Weiteren ermöglicht die funktionale Aufteilung auch eine bauliche Trennung von Kerntriebwerk und Vortriebserzeugern, d.h. der Vortriebserzeuger kann extern von dem Kerntriebwerk angeordnet werden. Dies hat einerseits den Vorteil, dass Kerntriebwerk 5 und Vortriebserzeuger separat konstruiert und dimensioniert werden können und so optimal an jeweilige Bedingungen angepasst werden können, und andererseits den Vorteil, dass sich eine große Anordnungsfreiheit am Flugzeug ergibt. Dadurch können die Installationswiderstände minimiert werden und die Vortriebserzeuger können bspw. an Positionen am Flugzeug angeordnet werden, an denen sie die Flugzeugaerodynamik .0 nicht stören, sondern positiv beeinflussen.

Die Integration der der Hockdruckturbine nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer (Zwischenüberhitzung) in das Triebwerk fuhrt bei gleicher Maximaltemperatur aufgrund höherer mittlerer Temperatur zu einer Verbesserung des thermischen Wirkungs- L 5 grads.

Bevorzugt hat das Triebwerk einen Abgaswärmetauscher, der dem aus der Niederdruckturbine ausströmenden Abgas Wärme entnimmt und diese dem Luftstrom vor der Hochdruckbrennkammer zufuhrt. Dies unterstützt die Erhitzung des Luftstroms in der .0 Hochdruckbrennkammer, wodurch der thermische Wirkungsgrad weiter verbessert werden kann.

Bevorzugt hat das Triebwerk des Weiteren einen Zwischenkühler, der dem aus dem Niederdruckverdichter austretenden Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckver- 5 dichter kühlt. Auch dies führt zu einer Erhöhung des thermischen Wirkungsgrads.

Im Falle von mehreren Vortriebserzeugern, die dem Kerntriebwerk zugeordnet sind, wird das von der Hochdruckbrennkammer des Kerntriebwerks abgegebene Abgas bevorzugt zu annähernd gleichen Teilen in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern der 0 Vortriebserzeuger eingeleitet.

Bevorzugt weist das Triebwerk mindestens zwei dem Kerntriebwerk nachgeschaltete Vortriebserzeuger auf, wobei die Vortriebserzeuger selbst parallel geschaltet sind und jeweils einen Fan antreiben. Falls mehrere dieser Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk 5 eingesetzt werden, lassen sich hohe Bypass-Verhältnisse bei kleinem Fandurchmesser verwirklichen. Ein weiterer Vorteil der Anordnung in Baugruppen ist, dass die Anzahl der Kerntriebwerke pro Flugzeug beschränkt werden kann, so dass die Hochdrackkom- ponenten ausreichend gute Wirkungsgrade aufweisen können, sowie Anzahl bzw. Gewicht von den Komponenten Zwischenkühler und Abgaswärmetauscher minimiert wer- den können.

Die Integration des Abgaswärmetauschers und des Zwischenkühlers, wie vorstehend beschrieben, erhöht den thermischen Wirkungsgrad gegenüber dem konventionellen in Turbofantriebwerken eingesetzten Gasturbinenprozess deutlich.

Vorteilhafte weitere Entwicklungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

Die Erfindung wird nachstehend anhand einer bevorzugten Ausführungsform unter Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine Prinzipskizze einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks.

Fig. 2 zeigt den Kreisprozess der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemä- ßen Triebwerks in einem h-s-Diagramm.

Fig. 3 als Diagramm zeigt einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades des erfindungsgemäßen Triebwerks mit einer herkömmlichen Gasturbine.

Fig. 4 zeigt ein prinzipielles Beispiel für die Integration des erfindungsgemäßen Triebwerks im Flugzeug.

Mit Bezug auf Fig. 1 wird zunächst der prinzipielle Aufbau einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks beschrieben. Das Triebwerk, das bevor- zugt in einem Flugzeug eingesetzt wird, besteht grundsätzlich aus zwei Baugruppen, nämlich einem Kerntriebwerk und einem dem Kerntriebwerk nachgeschalteten Vortriebserzeuger. Das Kerntriebwerk weist im Wesentlichen einen Niederdruckverdichter 1 , einen Hochdruckverdichter 2, eine Hochdruckbrennkarnmer 3 sowie eine Hochdruckturbine 4 auf, die in Reihe geschaltet sind. Die Hochdruckturbine 4 ist in bekannter Weise über eine Welle und/oder ein Getriebe mit dem Niederdruckverdichter 1 und dem Hochdruckverdichter 2 gekoppelt.

Der Vortriebserzeuger besteht im Wesentlichen aus einer Niederdruckbrermkammer 6 und einer der Niederdruckbrennkammer 6 nachgeschalteten Niederdruckturbine 7, die über eine Welle und/oder ein Getriebe einen Fan 5 antreibt. In dieser Ausfuhrungsform ist der Vortriebserzeuger bzw. die zur Niederdruckturbine 7 zugehörige Welle unabhängig und baulich getrennt von der Welle des Kerntriebwerks bzw. dem gesamten Kerntriebwerk vorgesehen. Der Vortriebserzeuger selbst bildet eine Art eigenständiges Triebwerk mit einem inneren und einem Bypass-Strom. D.h. es gibt eine Trennung in einen inneren Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eintritt und anschließend als austretendes Abgas die Niederdruckturbine 7 antreibt, und einen äußeren Luftstrom bzw. Bypass-Strom, der mittels des von der Niederdruckturbine 7 angetriebenen Fans 5 an der Niederdruckbrennkammer 6 und der Niederdruckturbine 7 vorbeigeführt wird. Der innere Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eingeleitet wird, besteht dabei aus Abgas, das aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die Hochdruckturbine 4 ausströmt, wie in Fig. 1 gezeigt ist.

Zur Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades des Triebwerks ist ein Wärmetau- scher 8 vorgesehen, der dem aus der Niederdruckturbine 7 austretenden Abgas Wärme entnimmt. Der Wärmetauscher 8 führt diese Wärme einem aus dem Hochdruckverdichter 2 austretenden Luftstrom zu, um dessen anschließende Erhitzung in der Hochdruckbrennkammer 3 zu unterstützen. Darüber hinaus ist ein Zwischenkühler 9 vorgesehen, der den aus dem Niederdruckverdichter 1 austretenden Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckverdichter 2 kühlt. Dies führt zu einer weiteren Verbesserung des thermischen Wirkungsgrads.

Wie in Fig. 1 gestrichelt angedeutet ist, können mehrere Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk vorgesehen sein. Die Vortriebserzeuger sind dabei bevorzugt parallel geschal- tet angeordnet, d.h. aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die Hochdruckturbine 4 des

Kerntriebwerks ausströmendes Abgas wird vorteilhafterweise in annähernd gleiche Massenströme aufgeteilt, die in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern 6 der Vortriebserzeuger eingeleitet werden. In Abhängigkeit der spezifischen Anordnung/Dimensionierung der Vortriebserzeuger ist jedoch auch eine abweichende Auftei- lung denkbar. Vorteilhaft wird bei einer derartigen Anordnung jedem Vortriebserzeuger Abgaswärme entnommen und dem Wärmetauscher 8 zugeführt. Durch die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kerntriebwerk kann das By- passverhältnis im Vergleich zu konventionellen Triebwerken erhöht werden, ohne dass sich die Installationswiderstände stark erhöhen. Zudem können Komponenten des Triebwerks, wie z. B. der Wärmetauscher 8, von allen Vortriebserzeugern gemeinsam genützt werden, was im Hinblick auf das Gewicht und die Anzahl der Bauteile günstig ist. Vor allem können durch die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kerntriebwerk ausreichend große Abmessungen für das Kerntriebwerk mit guten Wirkungs- graden der Hochdruckkomponenten verwirklicht werden.

Nachfolgend wird nun die Funktion bzw. der thermodynamische Prozessablauf der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks mit Bezug auf das h-s- Diagramm von Fig. 2 beschrieben.

Zunächst wird Umgebungsluft angesaugt und in dem von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen Niederdruckverdichter 1 verdichtet (Ll ->L2). Der verdichtete Luftstrom wird dann mittels des Zwischenkühlers 9 abgekühlt (L2->L3), bevor er in dem ebenfalls von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen Hochdruckverdichter 2 weiter verdichtet wird (L3-»L4).

Anschließend wird dem verdichteten Luftstrom im Wärmetauscher 8 (mit WT in Fig. 2 gekennzeichnet) Wärme zugeführt (L4->L5), die er dem Abgas des Vortriebserzeugers entnimmt, wie später beschrieben ist. Diese zugeführte Wärme muss nicht mehr in der Brennkammer zugeführt werden, so dass der thermische Wirkungsgrad steigt. In der Hochdruckbrennkammer 3 wird dem Luftstrom Kraftstoff zugeführt und das entstehende Gemisch verbrannt (L5->L6), wodurch die Temperatur stark ansteigt, während der Druck annähernd gleich bleibt. Das aus der Hochdruckbrennkammer 3 ausströmende Abgas trifft dann auf die Hochdruckturbine 4 und treibt diese an (L6->L7).

Im Anschluss strömt das Abgas in die Niederdruckbrennkammer 6 des Vortriebserzeugers, in der nochmals Kraftstoff zugeführt und verbrannt wird (L7-^L8) (Zwischen- überhitzung). Danach trifft das aus der Niederdruckbrennkammer 6 ausströmende Abgas auf die Niederdruckturbine 7 und treibt diese an (L8->L9). Die Niederdruckturbine 7 treibt wiederum den Fan 5 an, der den Bypass-Strom erzeugt. Nachdem das Abgas die Niederdruckturbine 7 durchströmt hat, wird ihm über den Wärmetauscher 8 Wärme entzogen (mit WT in Fig. 2 gekennzeichnet) (L9-^L10), die dem Luftstrom nach dem Hochdruckverdichter 2 zugeführt wird.

Wie bereits aus Fig. 2 erkennbar ist, führt die Verwendung des Zwischenkühlers 9, des Abgaswärmetauschers 8 sowie der der Hochdruckbrennkammer 3 nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer 6 (Zwischenüberhitzung) zu einer wesentlichen Verbesserung des Wirkungsgrads infolge der geringeren Wärmezufuhr in der Brennkammer und der höheren mittleren Temperatur in der Brennkammer. Dies ist auch im Diagramm gemäß Fig. 3 dokumentiert, das einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades in Abhängigkeit vom Gesamtdruckverhältnis des erfindungsgemäßen Triebwerks mit herkömmlichen Gasturbinen zeigt.

Wie in Fig. 3 erkennbar ist, hat die herkömmliche Gasturbine (durchgehende Linie) ohne Wärmetauscher, Zwischenkühler und zweiter Brennkammer, den niedrigsten thermischen Wirkungsgrad. Die Integration eines Wärmetauschers (gepunktete Linie) bzw. eines Zwischenkühlers (Strich-Punkt-Linie) führt zu einer leichten Erhöhung des thermischen Wirkungsgrads, im Fall des Wärmetauschers tendenziell eher bei niedrigerem Gesamtdruckverhältnis und im Fall des Zwischenkühlers tendenziell eher bei höhe- rem Gesamtdruckverhältnis. Der thermische Wirkungsgrad erhöht sich weiter, falls sowohl Wärmetauscher und Zwischenkühler kombiniert in dem Gasturbinenprozess verwendet werden (Zwei-Strich-Linie) und ist am höchsten, falls zusätzlich noch ein Zwischenüberhitzer (Niederdruckbrennkammer 6) integriert wird.

Fig. 4 zeigt ein Beispiel für die Integration des Triebwerks in einem Flugzeug. In dem in Fig. 4 gezeigten Beispiel sind einem Kerntriebwerk vier Vortriebserzeuger zugeordnet, in deren jeweilige Niederdruckbrennkammern das aus der Hochdruckbrennkammer über die Hochdruckturbine des Kerntriebwerks austretende Abgas eingeleitet wird. Der Aufbau des Kerntriebwerks und der Vortriebserzeuger entspricht dem vorstehend be- schriebenen Aufbau. Die Vortriebserzeuger sind so angeordnet, dass sie einen möglichst geringen Installationswiderstand bieten, und die Aerodynamik des Flugzeugs nicht beeinträchtigen. Im Speziellen sind die Vortriebserzeuger an der Oberseite des Hauptflügels entlang dessen Hinterkante in Reihe angeordnet. Ferner sind die Vortriebserzeuger an ihrer Oberseite durch einen schmäleren Nebenflügel bedeckt.