DE102023132900A1

DE102023132900A1 - propulsion system and aircraft with a propulsion system

Info

Publication number: DE102023132900A1
Application number: DE102023132900.6A
Authority: DE
Inventors: Istvan Bolgar; Alexander WOITALKA
Original assignee: MTU Aero Engines AG
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2023-04-21
Filing date: 2023-11-24
Publication date: 2024-10-24

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Antriebssystem (10) mit einer insbesondere als Flugtriebwerk ausgebildeten Gasturbine (1), wobei die Gasturbine (1) einen Kernstromkanal (1c) aufweist, in dem in Strömungsrichtung zumindest ein Verdichter (2), insbesondere eine Mischkammer (3a), eine Brennkammer (3) und eine Turbine (4) angeordnet sind, und einem Dampfsystem (20) zu einer Ausscheidung von Wasser aus einem Abgasstrom des Kernstromkanals (1c), zu einer Erzeugung von Wasserdampf und zu einer Förderung des Wasserdampfs, insbesondere über die Mischkammer (3a), in die Brennkammer (3). Ein Antriebssystem (10), dessen Wirkungsgrad erhöht ist, wird erfindungsgemäß dadurch geschaffen, dass das Dampfsystem (20) mit einem separaten Kühlsystem (30) gekoppelt ist, um durch Aufnahme und Abfuhr von Wärme zu der Ausscheidung des Wassers für die Erzeugung des Wasserdampfes aus einem Abgasstrom des Kernstromkanals (1c) beizutragen.

The invention relates to a drive system (10) with a gas turbine (1) designed in particular as an aircraft engine, wherein the gas turbine (1) has a core flow channel (1c) in which at least one compressor (2), in particular a mixing chamber (3a), a combustion chamber (3) and a turbine (4) are arranged in the direction of flow, and a steam system (20) for separating water from an exhaust gas flow of the core flow channel (1c), for generating water vapor and for conveying the water vapor, in particular via the mixing chamber (3a), into the combustion chamber (3). A drive system (10) whose efficiency is increased is created according to the invention in that the steam system (20) is coupled to a separate cooling system (30) in order to contribute to the separation of water for the generation of water vapor from an exhaust gas flow of the core flow channel (1c) by absorbing and dissipating heat.

Description

Die Erfindung betrifft ein Antriebssystem mit einer insbesondere als Flugtriebwerk ausgebildeten Gasturbine, wobei das Flugtriebwerk einen Kernstromkanal aufweist, in dem in Strömungsrichtung zumindest ein Verdichter, insbesondere eine Mischkammer, eine Brennkammer und eine Turbine angeordnet sind, und mit einem Dampfsystem zu einer Ausscheidung von Wasser aus einem Abgasstrom des Kernstromkanals, zu einer Erzeugung von Wasserdampf und zu einer Förderung des Wasserdampfs, insbesondere über die Mischkammer, in die Brennkammer. Die Erfindung betrifft ferner ein Flugzeug mit einem solchen Antriebssystem.The invention relates to a drive system with a gas turbine designed in particular as an aircraft engine, wherein the aircraft engine has a core flow channel in which at least one compressor, in particular a mixing chamber, a combustion chamber and a turbine are arranged in the direction of flow, and with a steam system for separating water from an exhaust gas flow of the core flow channel, for generating water vapor and for conveying the water vapor, in particular via the mixing chamber, into the combustion chamber. The invention further relates to an aircraft with such a drive system.

Beim Start und beim Steigflug derartiger Antriebssysteme ist es eine Herausforderung, genug Wasser zurückzugewinnen, um einen offenen Cheng-Kreislauf aufrechtzuerhalten. Aus diesem Grund müssen für diese Flugphasen große Mengen an Wasser in Tanks mitgeführt werden. Ferner sind gegenüber einem herkömmlichen Flugtriebwerk eine Vielzahl von zusätzlichen Komponenten unterzubringen, was die Integration in das Antriebsystem und des Antriebsystems in das Flugzeug erschwert. Von Seiten des Flugzeugrumpfdesigns ist eine Konfiguration bevorzugt, die möglichst nahe an herkömmliche Flugtriebwerke heranreicht, was die Größe, den Schwerpunkt und das Anströmverhalten am Flügel betrifft.When taking off and climbing such propulsion systems, it is a challenge to recover enough water to maintain an open Cheng circuit. For this reason, large quantities of water must be carried in tanks for these phases of flight. Furthermore, compared to a conventional aircraft engine, a large number of additional components must be accommodated, which makes integration into the propulsion system and the propulsion system into the aircraft more difficult. In terms of aircraft fuselage design, a configuration is preferred that is as close as possible to conventional aircraft engines in terms of size, center of gravity and flow behavior on the wing.

Des Weiteren ist es in einem turbomaschinenbasiertem Flugtriebwerk herausfordernd, die Strömung des Kern- und Nebenstroms innerhalb der Anforderungen an die Druckverluste und das Bauvolumen des Triebwerks durch die Wärmetauscher eines Cheng-Kreislaufes zu führen. Dies betrifft vor Allem den Kondensator des Dampfsystems, durch welchen die Kombination des Abgases und des Kondensats durch einen Kühlstrom aus dem Nebenstrom oder der Stauluft gekühlt wird.Furthermore, in a turbomachine-based aircraft engine, it is challenging to guide the flow of the core and bypass streams through the heat exchangers of a Cheng cycle within the requirements of the pressure losses and the construction volume of the engine. This applies in particular to the condenser of the steam system, through which the combination of the exhaust gas and the condensate is cooled by a cooling flow from the bypass stream or the ram air.

Es ist daher die Aufgabe der Erfindung ein Antriebssystem und ein Flugzeug anzugeben, deren Wirkungsgrade weiter erhöht sind.It is therefore the object of the invention to provide a propulsion system and an aircraft whose efficiencies are further increased.

Ein erfindungsgemäßes Antriebssystem umfasst eine insbesondere als Flugtriebwerk ausgebildete Gasturbine, wobei die Gasturbine einen Kernstromkanal aufweist, in dem in Strömungsrichtung zumindest ein Verdichter, insbesondere eine Mischkammer, eine Brennkammer und eine Turbine angeordnet sind, sowie ein Dampfsystem zu einer Ausscheidung von Wasser aus einem Abgasstrom des Kernstromkanals, zu einer Erzeugung von Wasserdampf und zu einer Förderung des Wasserdampfs, insbesondere über die Mischkammer, in die Brennkammer.A drive system according to the invention comprises a gas turbine designed in particular as an aircraft engine, wherein the gas turbine has a core flow channel in which at least one compressor, in particular a mixing chamber, a combustion chamber and a turbine are arranged in the flow direction, as well as a steam system for separating water from an exhaust gas flow of the core flow channel, for generating water vapor and for conveying the water vapor, in particular via the mixing chamber, into the combustion chamber.

Die Aufgabe wird von dem erfindungsgemäßen Antriebssystem des Anspruchs 1 dadurch gelöst, dass das Dampfsystem mit einem separaten Kühlsystem gekoppelt ist, um durch Aufnahme und Abfuhr von Wärme zu der Ausscheidung des Wassers für die Erzeugung des Wasserdampfes aus einem Abgasstrom des Kernstromkanals beizutragen. Durch die Kopplung wird die Wärmeabfuhr verbessert, damit die Wasserausscheidung erhöht und somit die mögliche Dampferzeugung gesteigert, was den Gesamtwirkungsgrad vorteilhaft erhöht.The object is achieved by the drive system according to the invention of claim 1 in that the steam system is coupled to a separate cooling system in order to contribute to the separation of water for the generation of water vapor from an exhaust gas flow of the core flow channel by absorbing and dissipating heat. The coupling improves the heat removal, thus increasing the water separation and thus increasing the possible steam generation, which advantageously increases the overall efficiency.

Das Dampfsystem kann eine Wasserabscheidevorrichtung, einen Verdampfer, der als Wärmetauscher ausgebildet sein kann, sowie eine Dampfturbine aufweisen. Ein Wasserabscheidevorrichtung kann dazu ausgebildet sein, Wasser aus dem Abgas des Kernstromkanals zu kondensieren. Das Wasser kann dann in den Verdampfer geleitet werden, der die Abwärme aus dem Abgas aus dem Kernstromkanal nutzt, um das Wasser zu verdampfen. Der insbesondere überhitzte Dampf kann dann in die Dampfturbine geleitet werden, um zusätzliche mechanische Energie für das Antriebssystem zu gewinnen. Die Dampfturbine kann durch ein Getriebe an eine Welle der Gasturbine gekoppelt sein. Schließlich kann der Dampf in eine Mischkammer und/oder direkt in die Brennkammer geführt werden, um die spezifische Leistung des Flugtriebwerks zu erhöhen.The steam system can have a water separator, an evaporator, which can be designed as a heat exchanger, and a steam turbine. A water separator can be designed to condense water from the exhaust gas of the core flow channel. The water can then be fed into the evaporator, which uses the waste heat from the exhaust gas from the core flow channel to evaporate the water. The steam, which is in particular superheated, can then be fed into the steam turbine to generate additional mechanical energy for the drive system. The steam turbine can be coupled to a shaft of the gas turbine by a gear. Finally, the steam can be fed into a mixing chamber and/or directly into the combustion chamber to increase the specific power of the aircraft engine.

Weitere Vorteile und Merkmale ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung einiger bevorzugter Ausführungsbeispiele sowie den abhängigen Ansprüchen.Further advantages and features emerge from the following description of some preferred embodiments and the dependent claims.

In einer vorteilhaften Ausführungsform des Antriebssystems ist das Kühlsystem geschlossen ausgebildet. Dadurch wird vorteilhaft das Kühlmittel erhalten, was zu geringeren Kosten und einer verringerten Komplexität führt. Hierzu kann das Kühlsystem ein Reservoir für das Kühlmittel aufweisen. Das Kühlmittel kann in dem Kühlsystem durch eine Pumpe zirkuliert werden. Die Pumpe kann elektrisch oder mechanisch durch eine Welle der Gasturbine oder eine Dampfturbinenwelle der Dampfturbine angetrieben werden. Ein zusätzlicher Vorteil ergibt sich beim Take-off, wenn das System so geregelt wird, dass das Kühlmittel und das Reservoir als Wärmesenke genutzt werden, sich also im Laufe des Take-Offs erhitzen.In an advantageous embodiment of the drive system, the cooling system is designed to be closed. This advantageously preserves the coolant, which leads to lower costs and reduced complexity. For this purpose, the cooling system can have a reservoir for the coolant. The coolant can be circulated in the cooling system by a pump. The pump can be driven electrically or mechanically by a shaft of the gas turbine or a steam turbine shaft of the steam turbine. An additional advantage arises during take-off if the system is controlled in such a way that the coolant and the reservoir are used as a heat sink, i.e. they heat up during take-off.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform des Antriebssystems weist das Dampfsystem zumindest einen Verdampfer und das Kühlsystem einen Wärmetauscher auf, und wobei der Wärmetauscher in einem Abgasstrom des Kernstromkanals hinter oder neben dem Verdampfer angeordnet sein kann. Dadurch wird der Wasser enthaltende Abgasstrom auf eine niedrigere Temperatur gekühlt und so die relative Luftfeuchtigkeit in dem Abgasstrom erhöht, so dass die Ausscheidung von Wasser vorteilhaft verbessert wird. Durch die Anordnung hinter oder neben dem Verdampfer wird der Verdampfungsprozess in dem Verdampfer vorteilhaft ausgenutzt, bevor der Abgasstrom weiter gekühlt wird. Der Wärmetauscher kann vorzugsweise ein Kondensator sein. Bevorzugt kann der Massestrom des Kühlfluids des Wärmetauschers genutzt werden, um das Antriebssystem hinsichtlich seiner thermischen Lasten vorteilhaft zu regeln. Das Antriebssystem kann also ein Regelungssystem und/oder eine Regelungsvorrichtung aufweisen. Die Regelungsvorrichtung kann insbesondere die oben erwähnte Pumpe sein.In a further advantageous embodiment of the drive system, the steam system has at least one evaporator and the cooling system has a heat exchanger, and the heat exchanger can be arranged in an exhaust gas flow of the core flow channel behind or next to the evaporator. As a result, the water-containing exhaust gas flow is cooled to a lower temperature and thus the relative humidity in the exhaust gas flow is increased, so that the excretion of water is advantageously improved. By arranging it behind or next to the evaporator, the evaporation process in the evaporator is advantageously utilized before the exhaust gas flow is further cooled. The heat exchanger can preferably be a condenser. Preferably, the mass flow of the cooling fluid of the heat exchanger can be used to advantageously regulate the drive system with regard to its thermal loads. The drive system can therefore have a control system and/or a control device. The control device can in particular be the pump mentioned above.

In einer weiteren Ausführungsform des Antriebssystems nutzt das Kühlsystem ein Kühlmittel und weist einen Hilfskühler zur Kühlung des Kühlmittels auf. Durch einen Hilfskühler wird vorteilhaft die Fähigkeit des Kühlsystems zur Kühlung des Abgasstroms verbessert. Dabei kann das Kühlmittel insbesondere in dem Kühlsystem zirkulieren, insbesondere, wenn das Kühlsystem insgesamt geschlossen ausgebildet ist, so dass die Kühlfähigkeit weiter erhöht wird und vorteilhaft nur eine minimale Menge Kühlmittel mitgeführt werden muss. Das Kühlmittel kann ein Ethylenglykol-Wasser-Gemisch oder Wasser sein. Der Hilfskühler kann als Wärmetauscher insbesondere in einer Kreuzgegenstromarchitektur ausgeführt sein. In a further embodiment of the drive system, the cooling system uses a coolant and has an auxiliary cooler for cooling the coolant. An auxiliary cooler advantageously improves the ability of the cooling system to cool the exhaust gas flow. The coolant can circulate in the cooling system, in particular if the cooling system is designed to be closed overall, so that the cooling ability is further increased and advantageously only a minimal amount of coolant needs to be carried along. The coolant can be an ethylene glycol-water mixture or water. The auxiliary cooler can be designed as a heat exchanger, in particular in a cross-counterflow architecture.

Dies bedingt eine geringere NTU („Number of Transfer Units“) bei gleichem Wirkungsgrad sowie geringere Druckverluste auf der Kaltseite des Wärmetauschers.This results in a lower NTU (“Number of Transfer Units”) with the same efficiency and lower pressure losses on the cold side of the heat exchanger.

In einer bevorzugten Weiterbildung des Antriebssystems kann der Hilfskühler zur Kühlung des Kühlmittels in der Gasturbine angeordnet sein. Durch eine Anordnung des Hilfskühlers in der Gasturbine kann die Länge der Rohrleitungen zum Transport des Kühlmittels zu dem Wärmetauscher des Kühlsystems minimiert sein, so dass Verlustleistungen vorteilhaft minimiert sind und die Herstellung des Antriebssystems zu geringeren Kosten erfolgen kann.In a preferred development of the drive system, the auxiliary cooler for cooling the coolant can be arranged in the gas turbine. By arranging the auxiliary cooler in the gas turbine, the length of the pipes for transporting the coolant to the heat exchanger of the cooling system can be minimized, so that power losses are advantageously minimized and the drive system can be manufactured at lower costs.

In einer besonders bevorzugten Weiterbildung des Antriebssystems ist der Hilfskühler in und/oder an dem Nebenstromkanal und/oder in und/oder an einem Rohrleitungssystem der Gasturbine angeordnet ist. Durch eine zumindest teilweise Anordnung des Hilfskühlers in und/oder an dem Nebenstromkanal kann auf vorteilhaft einfache Weise ein Luftstrom des Nebenstroms ausgenutzt werden, um die Wärme aus dem Kühlsystem abzuführen. Auch eine zumindest teilweise Anordnung des Hilfskühlers in und/oder an einem Rohrleitungssystem der Gasturbine kann dazu genutzt werden, um die Abwärme aus dem Kühlsystem vorteilhaft gezielt auszuleiten, wobei vorteilhaft gleichzeitig auch eine Erwärmung von Gasen oder Flüssigkeiten in dem Rohrsystem erfolgen kann, um deren Viskosität vorteilhaft gezielt durch Temperaturanpassung beeinflussen zu können.In a particularly preferred development of the drive system, the auxiliary cooler is arranged in and/or on the bypass duct and/or in and/or on a piping system of the gas turbine. By arranging the auxiliary cooler at least partially in and/or on the bypass duct, an air flow of the bypass flow can be used in an advantageously simple manner to dissipate the heat from the cooling system. An at least partial arrangement of the auxiliary cooler in and/or on a piping system of the gas turbine can also be used to advantageously specifically dissipate the waste heat from the cooling system, wherein gases or liquids in the piping system can advantageously also be heated at the same time in order to be able to advantageously specifically influence their viscosity by adjusting the temperature.

In einer alternativen Weiterbildung des Antriebssystems kann der Hilfskühler zur Kühlung des Kühlmittels in einer externen Zusatzgondel außerhalb der Gasturbine angeordnet sein. Durch die Anordnung des Hilfskühlers in einer Zusatzgondel kann die Kühlung des Kühlmittels effizienter gestaltet werden, da die in der Hauptgondel herrschenden relativ hohen Temperaturen keinen Einfluss auf die Kühlung haben und die niedrigere Umgebungstemperatur im Flug genutzt werden kann, um die Abwärme abzuführen. Ferner wird durch die räumliche Trennung die Herstellung und Ausgestaltung einer Hauptgondel des Flugtriebwerks trotz Vorhandensein des Kühlsystems vorteilhaft vereinfacht.In an alternative development of the drive system, the auxiliary cooler for cooling the coolant can be arranged in an external additional nacelle outside the gas turbine. By arranging the auxiliary cooler in an additional nacelle, the cooling of the coolant can be made more efficient, since the relatively high temperatures prevailing in the main nacelle have no influence on the cooling and the lower ambient temperature in flight can be used to dissipate the waste heat. Furthermore, the spatial separation advantageously simplifies the manufacture and design of a main nacelle of the aircraft engine despite the presence of the cooling system.

In einer besonderen Weiterbildung kann zumindest ein Zusatzrotor (Verdichter) zur Kühlung des Hilfskühlers stromaufwärts und/oder stromabwärts des Hilfskühlers angeordnet sein. Eine solche aktive Kühlvorrichtung erzielt vorteilhaft eine bessere Kühlleistung des Hilfskühlers, so dass größere Wärmemengen abgeführt werden können und der Anteil an ausgeschiedenem Wasser in dem Wärmetauscher erhöht werden kann. Der zumindest eine Zusatzrotor kann insbesondere in der Zusatzgondel Teil eines Verdichters, eines Antriebs und/oder eines Gebläses sein. Es können auch eine Mehrzahl an Zusatzrotoren vorgesehen sein.In a special development, at least one additional rotor (compressor) for cooling the auxiliary cooler can be arranged upstream and/or downstream of the auxiliary cooler. Such an active cooling device advantageously achieves a better cooling performance of the auxiliary cooler, so that larger amounts of heat can be dissipated and the proportion of water separated in the heat exchanger can be increased. The at least one additional rotor can be part of a compressor, a drive and/or a fan, in particular in the additional nacelle. A plurality of additional rotors can also be provided.

Besonders bevorzugt kann der Hilfsrotor von einer Dampfturbine des Dampfsystems angetrieben sein. Dadurch werden das Dampfsystem und das Kühlsystem vorteilhaft stärker ineinander integriert und die Kühlleistung des Kühlsystems gleichzeitig erhöht. Der Hilfsrotor kann insbesondere auf einer Dampfturbinenwelle der Dampfturbine angeordnet sein. Die Längsachse der Dampfturbinenwelle kann bevorzugt radial zu einer Längsachse einer Welle des Flugtriebwerks beabstandet angeordnet sein kann.Particularly preferably, the auxiliary rotor can be driven by a steam turbine of the steam system. This advantageously integrates the steam system and the cooling system more closely with one another and simultaneously increases the cooling capacity of the cooling system. The auxiliary rotor can in particular be arranged on a steam turbine shaft of the steam turbine. The longitudinal axis of the steam turbine shaft can preferably be arranged radially at a distance from a longitudinal axis of a shaft of the aircraft engine.

Darüber hinaus kann das Antriebssystem dadurch weitergebildet sein, dass der Hilfsrotor von einem Elektromotor angetrieben ist. Die Verwendung eines Elektromotors gestattet vorteilhaft eine besonders einfache Regelung des Hilfsrotors sowie eine vorteilhaft frei wählbare Anordnung des Hilfsrotors und des Elektromotors in dem Antriebssystem, was die Auslegung des Antriebssystems vorteilhaft vereinfacht.In addition, the drive system can be further developed in that the auxiliary rotor is driven by an electric motor. The use of an electric motor advantageously allows a particularly simple control of the auxiliary rotor as well as an advantageously freely selectable arrangement of the auxiliary rotor and the electric motor in the drive system, which advantageously simplifies the design of the drive system.

In einer vorteilhaften Weiterbildung des Antriebssystems ist vorgesehen, dass der Elektromotor an ein elektrisches System angeschlossen und/oder Teil des elektrischen Systems ist, dass das elektrische System elektrisch von einem Generator versorgt ist, und dass der Generator von einer Dampfturbine des Dampfsystems oder von der Turbine des Flugtriebwerks angetrieben ist. Auch diese Ausführungsform ermöglicht eine einfache Integration des Dampfsystems und des Kühlsystems in die vorhandene Architektur des Antriebssystems. Dabei kann insbesondere bei einer Verwendung einer Pumpe in dem Kühlsystem vorgesehen sein, dass die Pumpe an das elektrische System angeschlossen ist und von dem elektrischen System mit Strom versorgt wird.In an advantageous further development of the drive system, it is provided that the electric motor is connected to an electrical system and/or is part of the electrical system, that the electrical system is supplied electrically by a generator, and that the generator is driven by a steam turbine of the steam system or by the turbine of the aircraft engine. This embodiment also enables simple integration of the steam system and the cooling system into the existing architecture of the drive system. In particular, when using a pump in the cooling system, it can be provided that the pump is connected to the electrical system and is supplied with power by the electrical system.

Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einem der oben beschriebenen Antriebssysteme, wobei die Gasturbine ein Flugtriebwerk ist.A further aspect of the invention relates to an aircraft with one of the propulsion systems described above, wherein the gas turbine is an aircraft engine.

In einer weiteren Ausführungsform des Flugzeugs mit einem Rumpf und mit einem Antriebssystem, das mit einem in einer Zusatzgondel angeordneten Hilfskühler ausgebildet ist, ist vorgesehen, dass die Zusatzgondel an oder unter dem Rumpf angeordnet ist. Dadurch kann ein zusätzlicher Luftwiderstand und zusätzliches Gewicht an den Flügeln vermieden werden. Ferner kann eine insbesondere zentriert an dem Rumpf angeordnete Zusatzgondel mit dem Hilfskühler sämtliche Flugtriebwerke gleichzeitig mit einer Kühlung versorgen. Die Zusatzgondel kann in den Rumpf integriert sein und/oder Teil eines Rumpfgehäuses des Rumpfes sein.In a further embodiment of the aircraft with a fuselage and with a drive system that is designed with an auxiliary cooler arranged in an additional nacelle, it is provided that the additional nacelle is arranged on or under the fuselage. This makes it possible to avoid additional air resistance and additional weight on the wings. Furthermore, an additional nacelle arranged in particular centrally on the fuselage with the auxiliary cooler can supply all aircraft engines with cooling at the same time. The additional nacelle can be integrated into the fuselage and/or be part of a fuselage housing of the fuselage.

In einer bevorzugten Ausführungsform des Flugzeugs umfassend einen Flügel und ein Antriebssystem, das mit einem in einer Zusatzgondel angeordneten Hilfskühler ausgebildet ist, kann vorgesehen sein, dass die Zusatzgondel an oder unter dem Flügel, insbesondere an einem Pylon, angeordnet ist.In a preferred embodiment of the aircraft comprising a wing and a propulsion system which is designed with an auxiliary cooler arranged in an additional nacelle, it can be provided that the additional nacelle is arranged on or below the wing, in particular on a pylon.

Ergänzend kann in einer weiteren Ausführungsform des Flugzeugs vorgesehen sein, dass die Zusatzgondel in Querrichtung weiter von einer Längsachse des Flugzeugs entfernt angeordnet ist als die Gasturbine.In addition, in a further embodiment of the aircraft, it can be provided that the additional nacelle is arranged further away from a longitudinal axis of the aircraft in the transverse direction than the gas turbine.

Die Erfindung wird bezüglich der nachfolgenden Zeichnungen anhand einiger bevorzugter Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert.

1 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
2 zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
3 zeigt ein drittes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
4 zeigt ein viertes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
5 zeigt ein fünftes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
6 zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer schematischen Draufsicht
7 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzeuges mit einem erfindungsgemäßen Antriebssystem
8 zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzeuges mit einem erfindungsgemäßen Antriebssystem

The invention is explained in more detail with reference to the following drawings using some preferred embodiments of the invention.

1 shows a first embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
2 shows a second embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
3 shows a third embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
4 shows a fourth embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
5 shows a fifth embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
6 shows a sixth embodiment of a drive system according to the invention in a schematic plan view
7 shows a first embodiment of an aircraft according to the invention with a propulsion system according to the invention
8 shows a second embodiment of an aircraft according to the invention with a propulsion system according to the invention

In den 1 bis 6 ist jeweils eine als Flugtriebwerk 1 ausgebildete Gasturbine 1 in einem von oben sichtbaren Meridianschnitt schematisch dargestellt. Zunächst werden die Gemeinsamkeiten beschrieben. In den 7 und 8 sind zwei Ausführungsbeispiele eines erfindungsgemäßen Flugzeuges 100 in einer Draufsicht dargestellt. Das Flugtriebwerk 1 und dessen Komponenten werden in einem wellenfesten Zylinderkoordinatensystem umfassend eine Axialrichtung Ax, eine Radialrichtung R, und eine Umfangsrichtung U beschrieben. Das Flugzeug 100 wird anhand der Längsachse L, der Querachse Q und einer nicht dargestellten Vertikalachse beschrieben. Der Hilfskühlkreislauf 30 ist gestrichelt dargestellt, um die Komponenten der einzelnen Untersysteme besser voneinander unterscheiden zu können.In the 1 until 6 In each case, a gas turbine 1 designed as an aircraft engine 1 is shown schematically in a meridional section visible from above. First, the similarities are described. In the 7 and 8 Two embodiments of an aircraft 100 according to the invention are shown in a top view. The aircraft engine 1 and its components are described in a shaft-fixed cylindrical coordinate system comprising an axial direction Ax, a radial direction R, and a circumferential direction U. The aircraft 100 is described using the longitudinal axis L, the transverse axis Q, and a vertical axis (not shown). The auxiliary cooling circuit 30 is shown in dashed lines in order to be able to better distinguish the components of the individual subsystems from one another.

Das Flugtriebwerk 1 weist in axialer Richtung Ax vorne einen Triebwerkseinlauf 1a auf, aus dem heraus stromabwärts ein Nebenstromkanal 1b und einen Kernstromkanal 1c angeströmt werden. Der Nebenstromkanal 1b dient der Schuberzeugung, der Kernstromkanal 1c dient hauptsächlich der Energieerzeugung für die Komponenten des Flugtriebwerks 1 und/oder von Kabinensystemen eines beispielsweise in 7 oder 8 dargestellten Flugzeugs 100 mit elektrischer Leistung und Frischluft. In dem Kernstromkanal 1c sind der Reihe nach die Hauptkomponenten des Flugtriebwerks 1 angeordnet, nämlich ein Verdichter 2, eine Brennkammer 3 und eine Turbine 4 mit einer Niederdruckturbine 4b. In dem Triebwerkseinlass 1a kann ein Fan 5 zum Ansaugen und ersten Verdichten von Luft angeordnet sein, wobei ein Teil der von dem Fan 5 angesaugten und verdichteten Luft in den Kernstromkanal 1c strömt, wo sie von dem Verdichter 2 stark verdichtet wird. Das Flugtriebwerk 1 weist ein den Triebwerkseinlauf 1a sowie den Nebenstromkanal 1b umgebendes Außengehäuse 6 und ein den Nebenstromkanal 1b und den Kernstromkanal 1c separierendes Zwischengehäuse 7 auf. Das Außengehäuse 6 bildet ein Nacelle, die auch als Cowling bezeichnet wird. Der Fan 5, der Verdichter 2 sowie die Turbine 4 sind mittels zumindest einer um eine Triebwerksdrehachse 8a drehende Welle 8 mechanisch gekoppelt, wobei der Fan 5 und gegebenenfalls auch (nicht separat dargestellte) vordere Niederdruckverdichterstufen von der schneller laufenden Turbine 4 durch ein Getriebe 9 entkoppelt sein können. In der Brennkammer 3 wird zusätzlich Brennstoff eingemischt und das Brennstoff-Gas-Gemisch gezündet. Darauffolgend wird das heiße Gas aus der Brennkammer 3 in die Turbine 4 geleitet und in der Turbine 4 zum Antrieb der zumindest einen Welle 8 expandiert.The aircraft engine 1 has an engine inlet 1a at the front in the axial direction Ax, from which a bypass duct 1b and a core flow duct 1c are flowed downstream. The bypass duct 1b is used to generate thrust, the core flow duct 1c is used mainly to generate energy for the components of the aircraft engine 1 and/or cabin systems of an aircraft, for example in 7 or 8 shown aircraft 100 with electrical power and fresh air. The main components of the aircraft engine 1 are arranged in sequence in the core flow channel 1c, namely a compressor 2, a combustion chamber 3 and a turbine 4 with a low-pressure turbine 4b. A fan 5 for sucking in and first compressing air can be arranged in the engine inlet 1a, with part of the air sucked in and compressed by the fan 5 flowing into the core flow channel 1c, where it is strongly compressed by the compressor 2. The aircraft engine 1 has a The turbine 4 has an outer casing 6 and an intermediate casing 7 separating the bypass duct 1b and the core duct 1c. The outer casing 6 forms a nacelle, which is also referred to as a cowling. The fan 5, the compressor 2 and the turbine 4 are mechanically coupled by means of at least one shaft 8 rotating about an engine axis of rotation 8a, wherein the fan 5 and possibly also front low-pressure compressor stages (not shown separately) can be decoupled from the faster-running turbine 4 by a gear 9. In the combustion chamber 3, additional fuel is mixed in and the fuel-gas mixture is ignited. The hot gas is then fed from the combustion chamber 3 into the turbine 4 and expanded in the turbine 4 to drive at least one shaft 8.

Das Flugtriebwerk 1 weist ein Dampfsystem 20 auf, welches zumindest zu einer Abscheidung von Wasser aus dem Abgasstrom des Kernstromkanals 1c und einer Verdampfung des Wassers ausgebildet ist. Für die Abscheidung des Wassers ist eine als Wärmetauscher ausgebildete Wasserabscheidevorrichtung 21 und für die Verdampfung des Wassers ein Verdampfer 22 vorgesehen, die in dem Abgasstrom des Kernstromkanals 1c angeordnet sind. In den vorliegenden Ausführungsbeispielen gemäß 1 bis 6 ist zusätzlich eine Dampfturbine 23 vorgesehen, die entweder auf der Welle 8 angeordnet sein oder eine zusätzliche Dampfturbinenwelle 23a aufweisen kann.The aircraft engine 1 has a steam system 20 which is designed at least for separating water from the exhaust gas flow of the core flow channel 1c and for evaporating the water. A water separator 21 designed as a heat exchanger is provided for separating the water and an evaporator 22 is provided for evaporating the water, which are arranged in the exhaust gas flow of the core flow channel 1c. In the present embodiments according to 1 to 6 In addition, a steam turbine 23 is provided, which can either be arranged on the shaft 8 or can have an additional steam turbine shaft 23a.

In den vorliegenden Ausführungsformen ist eine zusätzliche Mischkammer 3a vor der Brennkammer 3 angeordnet, die stromabwärts von der Dampfturbine 23 und dem Verdichter 3 angeströmt wird und den Dampf sowie die verdichtete Luft mischt und das Luft-Dampf-Gemisch in die Brennkammer 3 leitet. In einer dazu alternativen Ausführungsform kann der Dampf aus dem Dampfsystem 20 auch direkt in die Brennkammer eingespeist werden.In the present embodiments, an additional mixing chamber 3a is arranged in front of the combustion chamber 3, which is flowed downstream from the steam turbine 23 and the compressor 3 and mixes the steam and the compressed air and guides the air-steam mixture into the combustion chamber 3. In an alternative embodiment, the steam from the steam system 20 can also be fed directly into the combustion chamber.

Das heiße Abgas strömt aus der Turbine 4, insbesondere aus der Niederdruckturbine 4b, in und durch die nachfolgenden Komponenten des Dampfsystems 20 und eines erfindungsgemäßen Hilfskühlkreislaufs 30. Das Abgas aus dem Kernstromkanal 1c wird in den vorliegenden Ausführungsbeispielen nicht direkt ausgestoßen, sondern in dem Dampfsystem 20 mit einer Wasserabscheidevorrichtung 21 und einem Verdampfer 22 nachbehandelt, wobei zwischen dem zunächst im Abgasstrom angeordneten Verdampfer 22 und der stromabwärts angeordneten Wasserabscheidevorrichtung 21 ein als Kondensator ausgebildeter Wärmetauscher 32 des Kühlsystems angeordnet ist. Der Wärmetauscher 32 und die Wasserabscheidevorrichtung 21 können gemeinsam als Wasserrückgewinnungssystem 21, 32 bezeichnet werden. Das Wasserrückgewinnungssystem 21, 32 gewinnt Wasser aus dem Abgas des Kernstroms und speist das Dampfsystem 20 mit Wasser. Es kann optional zumindest ein (nicht dargestellter) Wassertank zur Versorgung des Dampfsystems mit Wasser vorgesehen sein. Das Dampfsystem kann ferner optional eine (nicht dargestellte) Wasserpumpe aufweisen, die Wasser zu dem Verdampfer fördert.The hot exhaust gas flows from the turbine 4, in particular from the low-pressure turbine 4b, into and through the subsequent components of the steam system 20 and an auxiliary cooling circuit 30 according to the invention. In the present exemplary embodiments, the exhaust gas from the core flow channel 1c is not directly expelled, but is post-treated in the steam system 20 with a water separator 21 and an evaporator 22, with a heat exchanger 32 of the cooling system designed as a condenser being arranged between the evaporator 22 initially arranged in the exhaust gas flow and the water separator 21 arranged downstream. The heat exchanger 32 and the water separator 21 can be referred to together as a water recovery system 21, 32. The water recovery system 21, 32 recovers water from the exhaust gas of the core flow and supplies the steam system 20 with water. At least one water tank (not shown) can optionally be provided to supply the steam system with water. The steam system may further optionally include a water pump (not shown) that supplies water to the evaporator.

Der als Kondensator ausgebildete Wärmetauscher 32 ist vorzugsweise durch ein Kühlmittel gekühlt und insbesondere geschlossen ausgebildet. Um das Kühlmittel zu kühlen ist in den Ausführungsbeispielen ein als Wärmetauscher ausgebildeter Hilfskühler 31 zum Abkühlen des Kühlmittels vorgesehen. Als Kühlmittel kann beispielsweise ein Ethylenglykol-Wasser-Gemisch oder Wasser oder ein anderes geeignete Fluid insbesondere unabhängig von deren Phasenzustand verwendet werden. Der Hilfskühler 31 kann in einer Kreuzgegenstromarchitektur ausgeführt sein.The heat exchanger 32 designed as a condenser is preferably cooled by a coolant and in particular is designed to be closed. In order to cool the coolant, an auxiliary cooler 31 designed as a heat exchanger is provided in the exemplary embodiments for cooling the coolant. For example, an ethylene glycol-water mixture or water or another suitable fluid can be used as the coolant, in particular regardless of their phase state. The auxiliary cooler 31 can be designed in a cross-counterflow architecture.

Das Dampfsystem 20 und der Hilfskühlkreislauf 30 sind in dem ersten Ausführungsbeispiel gemäß 1 beide vollständig in dem Flugtriebwerk 1 angeordnet. Der Hilfskühlkreislauf 30 kann ferner ein Reservoir 33 für das Kühlmittel und eine Pumpe 34 zur Förderung des Kühlmittels aufweisen.The steam system 20 and the auxiliary cooling circuit 30 are in the first embodiment according to 1 both arranged entirely in the aircraft engine 1. The auxiliary cooling circuit 30 can further comprise a reservoir 33 for the coolant and a pump 34 for conveying the coolant.

Dadurch, dass der Wärmetauscher 32 direkt in den Abgasstrom des Kernstromkanals 1c eingebracht ist und das Abgas abkühlt, verbessert sich die Ausfallrate des Wassers in der nachfolgenden Wasserabscheidevorrichtung. Der Wärmetauscher 32 kann in dieser Konfiguration deutlich kleiner gestaltet werden. Dies bedeutet, dass er direkt hinter oder neben den Verdampfer 22 integriert werden kann und nicht in den Nebenstromkanal oder Rohrleitungen ausgelagert werden muss. Dies ermöglicht eine axiale Führung des Kernstroms. Bevorzugt kann der Massestrom des Kühlfluids des Wärmetauschers 32 genutzt werden, um das System hinsichtlich seiner thermischen Lasten vorteilhaft zu regeln.Because the heat exchanger 32 is placed directly in the exhaust gas flow of the core flow channel 1c and cools the exhaust gas, the failure rate of the water in the subsequent water separation device is improved. The heat exchanger 32 can be made significantly smaller in this configuration. This means that it can be integrated directly behind or next to the evaporator 22 and does not have to be relocated to the bypass channel or pipes. This enables the core flow to be guided axially. Preferably, the mass flow of the cooling fluid of the heat exchanger 32 can be used to advantageously regulate the system with regard to its thermal loads.

Im Folgenden werden verschiedene erfindungsgemäße Konfigurationen des Dampfsystems 20 und des Hilfskühlkreislaufs 30 anhand des ersten bis sechsten Ausführungsbeispiels des Antriebssystems 10 gemäß den 1 bis 6 näher beschrieben.In the following, various configurations of the steam system 20 and the auxiliary cooling circuit 30 according to the invention are described using the first to sixth embodiments of the drive system 10 according to the 1 to 6 described in more detail.

In dem ersten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Antriebssystems 10 gemäß 1 ist der Hilfskühler 31 zum Abkühlen des Kühlmediums in dem Nebenstromkanal 1b vor einem Auslass 1b' des Nebenstromkanals 1b angeordnet. Dadurch wird die Luftströmung in dem Nebenstromkanal 1b direkt zur Abgabe von Wärme genutzt. Durch die Erhitzung des Nebenstroms erhöht sich dessen Temperatur und dadurch der Schub des Nebenstroms. Diese Schuberhöhung kann je nach Konfiguration den Druckverlust durch den Wärmetauscher vorteilhaft zumindest teilweise ausgleichen.In the first embodiment of the drive system 10 according to the invention according to 1 The auxiliary cooler 31 is arranged in front of an outlet 1b' of the bypass channel 1b to cool the cooling medium in the bypass channel 1b. As a result, the air flow in the bypass channel 1b is used directly to release heat. Heating the bypass increases its temperature and thus the thrust of the bypass. Depending on the configuration, this thrust increase can Pressure loss through the heat exchanger can be advantageously at least partially compensated.

Es kann in einer (nicht dargestellten Ausführungsform) auch vorgesehen sein, dass der Hilfskühler 31 in separaten Rohrleitungen oder Kanälen angeordnet und mittels Stauluft und/oder einem zusätzlichen Verdichter mit Umgebungsluft angeströmt wird. Diese separaten Kanäle müssen nicht zwingend eine physikalische Verbindung zum eigentlichen Triebwerk aufweisen.In an embodiment (not shown), it can also be provided that the auxiliary cooler 31 is arranged in separate pipes or channels and is supplied with ambient air by means of ram air and/or an additional compressor. These separate channels do not necessarily have to have a physical connection to the actual engine.

In dem zweiten Ausführungsbeispiel gemäß 2 weist das erfindungsgemäße Antriebssystem 10 eine Zusatzgondel 50 mit einem Lufteinlass 51 und einem Luftauslass 52 auf, wobei der Hilfskühler 31 in der im Unterschied zu dem ersten Ausführungsbeispiel in der Zusatzgondel 50 zwischen dem Lufteinlass 51 und dem Luftauslass 52 in dem dortigen Luftstrom angeordnet ist. Die Zusatzgondel 50 kann wie in dem Ausführungsbeispiel dargestellt als Teil des Außengehäuses 6 des Flugtriebwerks 1 ausgebildet sein. Es kann aber auch vorgesehen sein, dass die Zusatzgondel separat und zu dem Flugtriebwerk 1 beabstandet angeordnet ist. Durch die vorteilhafte Anordnung des Hilfskühlers 31 in der Zusatzgondel wird das Kühlmittel gekühlt, ohne dass der Nebenstromkanal 1b angepasst werden muss.In the second embodiment according to 2 the drive system 10 according to the invention has an additional nacelle 50 with an air inlet 51 and an air outlet 52, wherein the auxiliary cooler 31 in the additional nacelle 50, in contrast to the first embodiment, is arranged between the air inlet 51 and the air outlet 52 in the air flow there. The additional nacelle 50 can be designed as part of the outer casing 6 of the aircraft engine 1, as shown in the embodiment. However, it can also be provided that the additional nacelle is arranged separately and at a distance from the aircraft engine 1. Due to the advantageous arrangement of the auxiliary cooler 31 in the additional nacelle, the coolant is cooled without the bypass duct 1b having to be adapted.

In dem dritten Ausführungsbeispiel gemäß 3 weist das erfindungsgemäße Antriebssystem 10 ebenfalls eine Zusatzgondel 50 mit einem Lufteinlass 51 und einem Luftauslass 52 auf. Im Unterschied zu dem zweiten Ausführungsbeispiel ist die Zusatzgondel 50 beabstandet zu dem Flugtriebwerk 1 angeordnet. Ferner ist die Dampfturbine 23 in der Zusatzgondel angeordnet und treibt dort über eine Dampfturbinenwelle 23a einen Hilfsrotor 53 an, der den Hilfskühler 31 mit Umgebungsluft anströmt und so vorteilhaft eine sehr hohe Kühlleistung erzielt. Der Hilfsrotor 53 kann beispielsweise ein Verdichter, ein Antrieb oder Gebläse oder ein Teil dieser Apparaturen sein. Ist der Hilfsrotor 53 als Antrieb ausgebildet, so kann die Zusatzgondel 50 vorteilhaft einen Schub erzeugen.In the third embodiment according to 3 the drive system 10 according to the invention also has an additional nacelle 50 with an air inlet 51 and an air outlet 52. In contrast to the second embodiment, the additional nacelle 50 is arranged at a distance from the aircraft engine 1. Furthermore, the steam turbine 23 is arranged in the additional nacelle and drives an auxiliary rotor 53 there via a steam turbine shaft 23a, which supplies the auxiliary cooler 31 with ambient air and thus advantageously achieves a very high cooling capacity. The auxiliary rotor 53 can, for example, be a compressor, a drive or fan or a part of these devices. If the auxiliary rotor 53 is designed as a drive, the additional nacelle 50 can advantageously generate thrust.

Um den Dampf von der Dampfturbine in die Mischkammer 3a zu transportieren, können Leitungen in einem Flügel 101 des Flugzeugs 100 vorgesehen sein.In order to transport the steam from the steam turbine into the mixing chamber 3a, lines can be provided in a wing 101 of the aircraft 100.

Das vierte Ausführungsbeispiel gemäß 4 entspricht größtenteils dem dritten Ausführungsbeispiel, allerdings ist der Hilfskühler 31 im Unterschied zu dem dritten Ausführungsbeispiel in Strömungsrichtung in der Zusatzgondel 50 vor dem Hilfsrotor 53 angeordnet. Der Hilfsrotor 53 erzeugt einen Sog und zieht vorteilhaft die Umgebungsluft durch den Hilfskühler 31. Dadurch ist der Temperaturunterschied der frischen Umgebungsluft gegenüber dem zu kühlenden Kühlmittel größer, was sich vorteilhaft auf die Wärmeübertragung in dem Hilfskühler 31 auswirkt. Auch in diesem vierten Ausführungsbeispiel wird der Hilfsrotor 53 von der Dampfturbine 23 angetrieben.The fourth embodiment according to 4 largely corresponds to the third embodiment, but in contrast to the third embodiment, the auxiliary cooler 31 is arranged in the flow direction in the additional nacelle 50 in front of the auxiliary rotor 53. The auxiliary rotor 53 creates a suction and advantageously draws the ambient air through the auxiliary cooler 31. As a result, the temperature difference between the fresh ambient air and the coolant to be cooled is greater, which has an advantageous effect on the heat transfer in the auxiliary cooler 31. In this fourth embodiment, the auxiliary rotor 53 is also driven by the steam turbine 23.

In dem fünften Ausführungsbeispiel des Antriebssystems gemäß 5 erfolgt der Antrieb des Hilfsrotors 53 durch einen Elektromotor 42 eines elektrischen Systems 40. Das elektrische System 40 bezieht die elektrische Leistung in diesem speziellen Ausführungsbeispiel von zwei Generatoren 41, die zum einen von der Dampfturbine 23 und zum anderen von der Welle 8 des Flugtriebwerks 1 angetrieben werden. Die Generatoren 41 sind über elektrische Leitungen mit dem Elektromotor 42 verbunden. Die Leitungen des elektrischen Systems 40 sind als Strich-Punkt-Linien dargestellt. Ergänzend kann vorgesehen sein, dass zumindest einer der Generatoren 41 des elektrischen Systems 40 ein elektrisches Kabinensystem (nicht gezeigt) und/oder eine Flugzeugbatterie (nicht gezeigt) mit Strom versorgt. Die Dampfturbine kann so vorteilhaft als Hilfsaggregat (engl. "auxiliary power unit) oder APU dienen. Es versteht sich, dass auch nur einer der beiden Generatoren 41 vorhanden sein kann. In the fifth embodiment of the drive system according to 5 the auxiliary rotor 53 is driven by an electric motor 42 of an electrical system 40. In this specific embodiment, the electrical system 40 draws its electrical power from two generators 41, which are driven on the one hand by the steam turbine 23 and on the other hand by the shaft 8 of the aircraft engine 1. The generators 41 are connected to the electric motor 42 via electrical lines. The lines of the electrical system 40 are shown as dash-dot lines. In addition, it can be provided that at least one of the generators 41 of the electrical system 40 supplies an electrical cabin system (not shown) and/or an aircraft battery (not shown) with power. The steam turbine can thus advantageously serve as an auxiliary power unit or APU. It goes without saying that only one of the two generators 41 can be present.

Auch die Pumpe 34 des Hilfskühlsystems 30 kann durch das elektrische System 40 mit Leistung versorgt werden und so betrieben werden.The pump 34 of the auxiliary cooling system 30 can also be supplied with power by the electrical system 40 and thus operated.

6. zeigt ein sechstes Ausführungsbeispiel des Antriebssystem, in dem in der Zusatzgondel 50 in dem Luftstrom ein erster Zusatzverdichter 2' vor und/oder ein zweiter Zusatzverdichter 2" hinter dem Hilfskühler 31 angeordnet sind. Der Einfachheit halber sind die Komponenten des Dampfsystems 20 und die weiteren Komponenten des Kühlsystems, nämlich das Reservoir 33 und die Pumpe 34 nicht gezeigt. 6 . shows a sixth embodiment of the drive system, in which a first additional compressor 2' is arranged in front of and/or a second additional compressor 2" behind the auxiliary cooler 31 in the air flow in the additional nacelle 50. For the sake of simplicity, the components of the steam system 20 and the other components of the cooling system, namely the reservoir 33 and the pump 34, are not shown.

7 zeigt ein schematisch dargestelltes erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 100 in einer Draufsicht. Gezeigt ist einer der beiden Flügel 101 des Flugzeugs 100, wobei an dem Flügel 101 das Flugtriebwerk 1 und eine der weiter oben in den 4 bis 6 beschriebene Zusatzgondel 50 mit einem Hilfskühler angeordnet ist. Die Zusatzgondel 50 ist in dem vorliegenden ersten Ausführungsbeispiel an einem Pylon 102 befestigt und über den Pylon 102 mit dem Flügel 101 verbunden. Vorteilhaft ist die Zusatzgondel 50 in Querrichtung Q weiter entfernt von einem Rumpf 103 des Flugzeugs 100 als das Flugtriebwerk 1. 7 shows a schematically illustrated first embodiment of an aircraft 100 according to the invention in a plan view. One of the two wings 101 of the aircraft 100 is shown, with the aircraft engine 1 and one of the above-mentioned 4 to 6 described additional nacelle 50 is arranged with an auxiliary cooler. In the present first embodiment, the additional nacelle 50 is attached to a pylon 102 and connected to the wing 101 via the pylon 102. The additional nacelle 50 is advantageously further away from a fuselage 103 of the aircraft 100 in the transverse direction Q than the aircraft engine 1.

8 zeigt ein schematisch dargestelltes zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 100 in einer Draufsicht. Gegenüber dem ersten Ausführungsbeispiel des Flugzeugs 100 ist die Zusatzgondel 50 unter dem Rumpf 103 des Flugzeugs 100 angeordnet. 8 shows a schematically illustrated second embodiment of an aircraft 100 according to the invention in a plan view. Compared to the first embodiment of the aircraft 100 the additional gondola 50 is arranged under the fuselage 103 of the aircraft 100.

Die Zusatzgondel 50 kann eine einzige Zusatzgondel 50 sein, deren Hilfskühler 31 über das Kühlmittel die Wärmetauscher 32 der Kühlsysteme 30 von zwei oder vier Flugtriebwerken 1 kühlt.The additional nacelle 50 can be a single additional nacelle 50, the auxiliary cooler 31 of which cools the heat exchangers 32 of the cooling systems 30 of two or four aircraft engines 1 via the coolant.

Bezugszeichenlistelist of reference symbols

11: Gasturbine, Flugtriebwerkgas turbine, aircraft engine
1a1a: Einlaufenema
1b1b: Nebenstromkanalbypass channel
1b'1b': Nebenstromkanalauslassbypass duct outlet
1c1c: Kernstromkanalcore current channel
1d1d: Triebwerksauslassengine exhaust
22: Verdichtercompressor
33: Brennkammercombustion chamber
44: Turbineturbine
4b4b: Niederdruckturbinelow-pressure turbine
55: Fanfan
66: Außengehäuse, Hauptgondelouter casing, main nacelle
77: Zwischengehäuseintermediate housing
88: WelleWave
8a8a: Triebwerksdrehachseengine rotation axis
99: Getriebe transmission
1010: Antriebssystem drive system
2020: Dampfsystemsteam system
2121: Wasserabscheidevorrichtungwater separator
2222: Verdampfervaporizer
2323: Dampfturbine steam turbine
3030: Hilfskühlkreislaufauxiliary cooling circuit
3131: Hilfskühlerauxiliary cooler
3232: Wärmetauscher, Kondensatorheat exchanger, condenser
3333: Reservoirreservoir
3434: Pumpepump
4040: elektrisches Systemelectrical system
4141: Generatorgenerator
4242: Elektromotor electric motor
5050: Zusatzgondeladditional gondola
5151: Einlass der Zusatzgondelinlet of the additional gondola
5252: Auslass der Zusatzgondeloutlet of the additional gondola
5353: Hilfsrotor auxiliary rotor
100100: FlugzeugAirplane
101101: Flügelwing
102102: Pylonpylon
103103: Rumpf hull
AxAx: Axialrichtungaxial direction
RR: Radialrichtungradial direction
UU: Umfangsrichtung circumferential direction
LL: Längsachse des Flugzeugslongitudinal axis of the aircraft
QQ: Querachse des Flugzeugstransverse axis of the aircraft

Claims

Drive system (10) with a gas turbine (1), in particular designed as an aircraft engine, wherein the gas turbine (1) has a core flow channel (1c) in which at least one compressor (2), in particular a mixing chamber (3a), a combustion chamber (3) and a turbine (4) are arranged in the flow direction, and a steam system (20) for separating water from an exhaust gas flow of the core flow channel (1c), for generating water vapor and for conveying the water vapor, in particular via the mixing chamber (3a), into the combustion chamber (3), characterized in that the steam system (20) is coupled to a separate cooling system (30) in order to contribute to the separation of the water for the generation of the water vapor from an exhaust gas flow of the core flow channel (1c) by absorbing and dissipating heat.

drive system (10) according to claim 1 , characterized in that the cooling system (30) is closed.

drive system (10) according to claim 1 or 2 , characterized in that the steam system (20) has at least one evaporator (22), that the cooling system (30) has a heat exchanger (31), and wherein the heat exchanger (31) is arranged in an exhaust gas flow of the core flow channel (1c) behind or next to the evaporator (22).

Drive system (10) according to one of the preceding claims, characterized in that the cooling system (30) uses a coolant and has an auxiliary cooler (32) for cooling the coolant.

drive system (10) according to claim 4 , characterized in that the auxiliary cooler (32) is arranged for cooling the coolant in the gas turbine (1).

drive system (10) according to claim 5 , characterized in that the auxiliary cooler (32) is arranged in and/or on the bypass channel (1b) and/or in and/or on a piping system of the gas turbine (1).

drive system (10) according to claim 4 , characterized in that the auxiliary cooler (32) for cooling the coolant is arranged in an external additional nacelle (50) outside the gas turbine (1).

Drive system (10) according to one of the Claims 4 until 7 , characterized in that at least one additional rotor (53) for cooling the auxiliary cooler (32) is arranged upstream and/or downstream of the auxiliary cooler (32).

drive system (10) according to claim 8 , characterized in that the auxiliary rotor (53) is driven by a steam turbine (23) of the steam system (20).

drive system (10) according to claim 8 , characterized in that the auxiliary rotor (53) is driven by an electric motor (42).

drive system (10) according to claim 10 , characterized in that the electric motor (42) is connected to an electrical system (40) and/or is part of the electrical system (40), that the electrical system (40) is electrically supplied by a generator (41), and that the generator (41) is driven by a steam turbine (23) of the steam system (20) and/or by the turbine (2) of the gas turbine (1).

Aircraft (100) with a propulsion system (10) according to one of the preceding claims, wherein the gas turbine (1) is an aircraft engine (1).

Airplane (100) to claim 12 with a drive system (10) according to claim 7 or one on claim 7 dependent claim, comprising a fuselage (103), characterized in that the additional gondola (50) is arranged on or below the fuselage (101).

Airplane (100) to claim 12 with a drive system (10) according to claim 7 or one on claim 7 dependent claim, comprising a wing (101), characterized in that the additional gondola (50) is arranged on or under the wing (102), in particular on a pylon (102).

Airplane (100) to claim 14 , characterized in that the additional nacelle (50) is arranged further away from a longitudinal axis (L) of the aircraft (100) in the transverse direction (Q) than the aircraft engine (1).