GAS TURBINE REACTION ENGINE FOR AEROPLANES WITH DETERMINED TURBINE PART COOLING

Abstract: 1. A gas turbine jet propulsion unit for aircraft wherein one or a plurality of turbines and particularly their structural components which are on the inner housing side, are capable of enjoying locally controlled cooling at some suitable location from compressor air drawn from the cycle, and wherein, in at least one line (14) for withdrawing compressor air and which is guided in the direction of structural components which are critical during operation, a shut-off valve (15; 61) for controlling the cooling air being disposed upstream of the point at which the line (14) discharges into a turbine housing, characterised in that the shut-off valve (15; 61) comprises a shut-off member (32; 62) actuated by differential pressure and disposed in a housing, releasing a through-flow cross-section for supplying cooling air to the point of entry, the said shut-off member (32; 62) being so actuated by differential pressure between a nacelle or housing or turbine housing pressure (P NACELLE ; P HOUSING ) obtaining on one side and the withdrawal air pressure (PHDV ) obtaining on the other side, so that cooling air supply is released only if there is a variation in differential pressure associated with an acceleration of the propulsion unit.

Description: Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge mit gezielter Turbinenbauteilkühlung Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Gasturbinenstrahltriebwerke für Flugzeuge verlangen die Abzapfung verhältnismässig grosser Luftmengen vorrangig aus dem Hochdruckverdichter zwecks Turbinen- bzw. Turbinenbauteilkühlung, um unter anderen die verlangten, verhältnismässig hohen Turbineneintrittstemperaturen materialseitig beherrschen zu können sowie zwecks Erzielung möglichst homogener Bauteil temperaturen in Bereichen, in denen normalerweise - also wenn keine gezielte Kühlung vorhanden wäre - vergleichsweise stark voneinander abweichende, betriebs- und konstruktionsbedingte Bauteiltemperaturgradienten auftreten würden, die z.B. zu unerwünschten Bauteildeformationen, z.B. des Turbinengehäuses wie gegebenenfalls aber auch zu unerwünscht harten Schaufelanstreifvorgängen oder Triebwerksschäden führen könnten. Neben den genannten Kühlzwecken muss z.B. aus einem Hochdruckverdichter eines Gasturbinenstrahltriebwerkes Verdichterluft gegebenenfalls zu Sperrluftzwecken für Dichtungen und Triebwerkslager wie aber auch z.B. zwecks Enteisung, Kabinenbelüftung, Verdichterregelung (Abblasung) sowie triebwerks- oder flugzeugseitiger Grenzschichtbeeinflussung beigezogen werden. Die genannten Verdichterluftentnahmen führen in der Regel zu verhältnismässig grossen Effektivitätsverlusten des aero-thermodynamischen Triebwerkskreisprozesses. Die Praxis hat gezeigt, das ganz bestimmte Turbinenbauteile bzw. Turbinenstrukturbauteile, z.B. die Turbineninnengehäusepartien, insbesondere die Gehäusehaken als Stator deckband- oder -dichtungssegmentträger im Hinblick auf extreme Flug- und Triebwerkslastzustände, z.B. Startund Steigflugphasen oder Manöverlasten, extrem empfindlich reagieren und demzufolge verhältnismässig intensiv gekühlt werden müssen (kritische Bauteile bzw. Kühlung), was selbst dann meist nur unzureichend bewerkstelligbar ist, wenn von einer über den gesamten Betriebszustand vorhandenen Verdichterluftabzapfung zwecks Gehäuseinnenkühlung ausgegangen wird, wobei die zuletzt genannte Massnahme wiederum einen nicht unbeachtlichen, über den gesamten Betriebszustand anhaltenden Effektivitätsverlust aus dem Triebwerkskreisprozess nach sich ziehen würde. Dieser Mangel der zuletzt genannten Massnahme erscheint um so gravierender, wenn man den diesbezüglichen Kreis prozesseffektivitätsverlust in einem ursächlichen Zusammenhang mit den im allgemeinen jeweils zeitlich kurz zu durchfahrenden extremen Flug- und Triebwerkslastzuständen sieht. Möglicherweise könnte zwar eine einwandfreie Kühlung der unter den gegebenen Lastzuständen "kritischen" Turbinenstrukturbauteile dadurch erreicht werden, dass man zwecks Temperaturbeherrschung der "kritischen" Turbinenbauteile und/oder -gehäuseinnenstrukturen die Verdichterluftennahmemenge über den gesamten Betriebszustand erhöht. Diese Massnahme stünde in noch extremeren Masse im Widerspruch zu den im allgemeinen relativ kurzzeitig zu durchfahrenden extremen Lastzuständen, zumal der Effektivität des Triebwerkskreisprozesses bzw. einer vertretbaren Wirtschaftlichkeit eines Gasturbinenstrahltriebwerkes Grenzen gesetzt sind; dies soll durch die eingangs gemachten Vorgaben verdeutlicht sein, wonach der Effektivität eines optimalen Triebwerkskreisprozesses nicht nur durch die Kühlluftentnahme, sondern zahlreiche anderweitige betriebsnotwendige Verdichterentnahmeluftmengen enge Grenzen gesetzt sind. Im Rahmen des eingangs aufgezeigten Problemkreises liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Lösung anzugeben, welche zur optimale Kühlung der unter extremen Flugzuständen und Triebwerkslastzuständen "kritischen" Turbinenbauteile, insbesondere der Turbineninnengehäusestruktur, nur einen verhältnismässig geringen Effektivitätsverlust aus dem aero-thermodynamischen Kreisprozess notwendig werden lässt. Im Rahmen dieser Aufgabe soll die hierzu angegebene Lösung verhältnismässig einfach, robust und sehr betriebssicher aufgebaut sein und sich gegebenenfalls ohne nennenswerte Komplikationen in ein vorhandenes Gasturbinenstrahltriebwerk integrieren lassen können. Die gestellte Aufgabe ist mit den Merkmalen aus Kennzeichnungsteil des Patentanspruch 1 erfindungsgemäss gelöst. Auf diese Weise ist es also möglich, die zusätzliche Kühlluft nur während der "kritischen" Flugphase bzw. -phasen zuzuschalten. Diese zusätzliche Kühlluftmenge von z.B. + 0,2 bis 0,3% W2 würde demnach nur während der Start- und Steigflugphase über einen Zeitraum von etwa zwei Minuten anfallen und somit als Leistungsverlust kaum ins Gewicht fallen. W2 = Verdichtereintrittsdurchsatz. Mit anderen Worten ist es im Rahmen der Erfindung also möglich, die bei herkömmlichen Triebwerkskonzeptionen vorhandene kontinuierliche Gehäuseinnenkühlung stark zu reduzieren, da die Kühlluft in erster Linie nur während der Start- und Steigflugphase benötigt wird, während sie in der übrigen Zeit, also z.B. im Reiseflug (CRUISE), hauptsächlich einen Leistungsverlust darstellt. Da der Abstand in der Druckdifferenz zwischen dem Triebwerksauslegungspunkt (ADP) und z.B. dem "kritischenw Startfall (T.O.) sehr gross ist, muss an das Schaltverhalten des Ventils keine hohen Anforderungen gestellt werden. Die zusätzliche Kühlluftmenge kann also durch einen gegebenenfalls austauschbaren Restriktor, z.B. im Anschlussflansch, eingestellt werden. Die Fehlerfälle: "Ventil stets offen/Ventil stets geschlossen" werden für die Flugsicherheit als vollkommen unproblematisch angesehen Je nach Auslegung und Einsatzbeschaffenheit eines Gasturbinentriebwerkes wäre es im Rahmen der Erfindung durchaus möglich, auf eine stets vorhandene, z.B. kontinuierliche und reduzierte Gehäuseinnenkühlung wegen eines insgesamt niedrigeren Temperaturniveaus im Turbinenbereich gänzlich zu verzichten, so dass ausschliesslich für die genannten "kritischen" Flugund Kühlphasen die erforderliche Kühlluftmenge für eine Zeitdauer von etwa zwei Minuten bereitgestellt werden muss. Die Effektivitätsverluste aus dem aerothermodynamischen Triebwerkskreisprozess wären hierbei also noch wesentlich niedriger zu veranschlagen als dies bei der zuvor genannten Variante nach der Erfindung der Fall ist, die von einer stets vorhandenen kontinuierlichen, aber schon reduzierten Gehäuseinnenkühlung unter Einschluss der bedarfsweisen zusätzlichen Kühlluftmengenbereitstellung für die genannten "kritischen" Fälle ausgeht. Von besonderer Effektivität ist die erfindungsgemässe Lehre nach Anspruch 1 weiter dadurch, dass die im "kritischen" Temperaturbereich liegenden Turbinenbzw. Turbinengehäusestrukturbauteile unmittelbar, also örtlich gezielt und nicht auf die Kühleffektivität vermindernden, verlustreichen Umwegen kühlbar sind. In weiterer Ausgestaltung des Erfindungsgegenstandes (Anspruch 2) wird von einer an sich bekannten Gasturbinenstrahltriebwerksanlage für Flugzeuge ausgegangen, die mit einer Turbinenlaufschaufelspaltsteuereinrichtung (Active Clearance Control, kurz ACC genannt) ausgerüstet ist. Ein derartiges Gasturbinenstrahltriebwerk ist z.B. aus der US-PS 4,019,320 bekannt. Die bei einem derartigen Gasturbinenstrahltriebwerk gemäss Patentanspruch 2 vorzusehende, erfindungsgemässe Ausbildung ermöglicht einer derartige Koordinierung des schaltzyklus der zusätzlichen Turbinengehäuseinnenkühlung mit dem Schaltzyklus der ACC, dass bei vergleichsweise niedriger, aber ausreichender Schaltdruckdifferenz Leistwngseinsparungen über den weitaus grössten Teil der Flugmission möglich sind, ohne dass es im Wege der Verwendung der allgemein bekannten ACC, also Ursache der dabei von Anfang an bei starken Beschleunigungsphasen (Start-Steigflug) zugeschalteten ACC-Luft, zu unzulässig starken Schaufelanstreifvorgängen kommen kann. Im Weoe der angegebenen Koordinierung nach Anspruch 2 kann vor allem auch während des Schubumkehrbetriebs oder beim Durchstarten im Landeanflug die Innengehäusekühlluftversorgung weitestgehend unterdrückt und somit ein verhältnismässig starker Laufschaufelspitzendichtungs- einlauf vermieden werden. Vorteilhafte Ausgestaltungen des Erfindungsgegenstandes gehen aus den Patentansprüchen 3 bis 9 hervor; anhand der Zeichnungen ist die Erfindung beispielsweise weiter erläutert; es zeigen: Fig. 1 eine schematisch wiedergegebene obere Längsschnitthälfte eines Gasturbinen strahltriebwerks unter Einschluss der er findungsgemässen Kühleinrichtung, Fio. 2 ein für die "kritische" Bauteilkühlung geeignetes Leitungs-Ventil-Schema in einer ersten Ausführungsform, Fig. 3 einen gehäuseseitigen Teillängsschnitt der Niederdruckturbine, die zum Antrieb eines Frontgebläses eines Gasturbinenstrahltrieb werken vorgesehen ist, und bei der am äusseren Umfang des Gehäuses Luftausblasrohre zur Tur binenlaufschaufelspaltsteuerung vorgesehen sind, Fig. 4. eine perspektivische Teildarstellung des Niederdruckturbinenaussengehäuses, in der weitere Einzelheiten der Turbinenlaufschaufel spaltsteuereinrichtung verdeutlicht sind, Fig. 5 ein Leitungs-Ventil-Schema in einer zweiten Ausführungsform, welche für einen mit der Turbinenlaufschaufelspaltsteuereinrichtung koordinierten Schaltzyklus ausgebildet ist, Fig. 6 eine zum Ventil nach Fig. 5 gehörige Steuer einheit zwecks zeitlich verzögerter Steuerung des Ventils nach Fig. 5 und über die Druck differenz aus Steuerluftdruck (PACc) und Zellendruck (PNACELLE) an sprechend, Fig. 7 ein Leitungs-Ventil-Schema in einer dritten Ausführungsform, bei dem ein einfachst ausge führtes Ventil aus dem Differenzdruck zwischen dem Verdichterentnahmeluftdruck (PHDV) und dem Gehäusegegendruck (Gehäuse betätigbar ist und Fig.'8 ein von Fig. 5 und 6 abweichendes Leitungs Ventil-Schema in der Kombination des Ventils nach Fig. 7 mit einem Teil der Steuereinheit nach Fig. 6, die hier jedoch eine in der Hochdruckverdichterluftentnahmeleitung be findliche Absperrklappe bedarfsweise zeitlich verzögert öffnet. Fig. 1 verkörpert ein für die Anwendung der Erfindung geeignetes Gasturbinenstrahltriebwerk in Zweistrombauweise. Dieses Gasturbinenstrahltriebwerk besteht der Reihe nach - von links nach rechts - aus einem Niederdruckverdichter 1, einem Hochdruckverdichter 2, einer Ringbrennkammer 3, einer Hochdruckverdichterantriebsturbine 4, der eine Niederdruckturbine 5 zum Antrieb des Niederdruckverdichters 1 thermodynamisch nachgeschaltet ist. Dabei sind der Niederdruckverdichter 1 mit der Niederdruckturbine 5 über ein gemeinsames inneres Wellensystem 6 miteinander gekoppelt. Beim Hochdruck- oder Gaserzeugerteil sind der Hochdruckverdichter 2 und die zugehörige Verdichterantriebsturbine 4 über ein gemeinsames Wellensystem 7 miteinander gekoppelt. Das Wellensystem 7 ummantelt dabei in koaxialer Bauweise das Innenwellensystem 6. Ein Teil des vom Niederdruckverdichter 1 geförderten Luftstroms (Mantel luftstrom) wird zur Vortriebsschuberzeugung an den Sekundärkanal 8 des Triebwerks gefördert, ein übriger Teil des vom Niederdruckverdichter 1 geförderten Luftstroms gelangt zur Hochdruckturbine 2 des Gaserzeugers. Der aus der Niederdruckturbine 5 entweichende Heissgasstrom wird ebenfalls zur Vortriebsschuberzeugunq genutzt. Normalerweise müssen bei einem derartigen Triebwerk wesentliche Turbinenkomponenten zwecks Beherrschuna der Heissgastemperatur gekühlt werden, es wären also beispielsweise die Eintrittsleitschaufeln 9 der Hochdruckturbine 4 kühlbar, ferner beispielsweise die Laufschaufeln 10 und 11, der Hochdruckturbine 4 wie qegebenenfalls aber auch z. B. die Leitschaufeln der zweiten Stufe des Hochdruckverdichters 4, wobei diese betreffenden Leitschaufeln in der Zeichnung mit 12 bezeichnet sind. Die für die genannten Kühlunasfälle der Hochdruckturbine 4 zu verwendende Verdichterluft kann an einer oder mehreren geeigneten Stellen aus dem Hochdruckverdichter 2 entnommen werden und über das betreffende innere Rotorsystem dem entsprechenden Verwendungszweck zugeführt werden. Dabei ist es fernerhin auch schon bekannt, die betreffende ringförmige Gehäusestruktur 1 3 von Hochdruck- und Feder, druckturbine 4 bzw. 5, wie in Fig. 1 daraestellt, in einzelne Ringräume zu zergliedern. Gemäss einer ersten Variante der Erfindung ist eine Hochdruckverdichterluftentnahmeleitung 14 vorgesehen, die hierbei beispielsweise stromab der letzten Axialverdichterstufe in den betreffenden VerdichterKanal des Hochdruckverdichters 2 einmündet. Auf der anderen Seite mündet diese Entnahmeleitung 14 zwecks betreffender "kritischer" Innengehäuse-, insbesondere Hakenkühlung in die erwähnte Gehäuseringstruktur 13 an der Stelle 14' ein. Demnach können im vorliegenden Fall also sogenannte "kritische" turbineninnengehäuseseitige Strukturbauteile ausschliesslich beim Start und anschliessender Steigflugphase des Flugzeuges gezielt mittels Verdichterluft beaufschlagbar sein. Hierzu ist in die zuvor genannte Entnahmeluftleitung 14, vor deren Einündungsstelle in das Turbinengehäuse, ein Uberdruckventil 15 geschaltet (siehe auch Fia. 2) , welches bei Uberschreitung eines vorgegebenen Differenzdruckes zwischen dem Entnahmeluftdruck PHDV und dem Zellendruck PNACELLE offen7 hingegen im Normal- bzw. Reisefluqzustand geschlossen ist. Bei diesem zuvor besprochenen Triebwerk nach Fig. 1 wäre also auslegungsseitig grundsätzlich davon auszugehen, dass die betreffenden empfindlichen Stellen, z. B. die Gehäusehaken der Niederdruckturbine 5, im Reiseflug, in dem das Temperaturniveau des Heissgases vergleichsweise niedrig ist, ohne Kühlung auskommen können. Das angegebene Ventil 15 (Fig. 1) tritt also in diesem Fall ausschliesslich nur dann in Funktion, wenn die höchsten Temperaturen auftreten, d. h. also hauptsächlich während des Flugzeugstarts und der anschliessenden Steigflugphase. Fig. 2 verkörpert ein gegenüber Fis. 1 detailliert angegebenes Leitungs-Ventilschema, wobei wiederum die betreffende Verdichterluftentnahmeleitung mit 14 bezeichnet ist. Das auch in Fig. 2 mit 15 bezeichnete Uberdruckventil beinhaltet ein gegen die Rückstellkraft einer Feder 16 betätigbares Absperr- oder Steuerglied 17, welches im vorliegenden Fall beispielsweise in der Art eines Kolbens ausgebildet ist, und demnach innerhalb eines zugeordneten Abschnitts der Entnahmeluftleitung 14 axial gegen die Rückstellkraft der Feder 16 verschiebbar ist. Von der linken Seite der Fig. 2 aus gesehen, wirkt also auf das Steuerglied 17 der Entnahmeluftdruck PHDV ein, während das Steuerglied 17 auf der Federseite dem Zellendruck P ,E ausgesetzt ist, also das betreffende Steuerglied 17 vom Entnahmeluftdruck PHDV soweit gegen die Feder 16 verschoben werden kann, dass es den zugeordneten Leitungsstrang 18 vollständig öffnet, wobei dann ausschliesslich in dieser "kritischen" Betriebsphase, die als Start- und Steigflugphase zeitlich etwa mit 2 Minuten zu veranschlagen wäre, die Entnahmeluft gemäss Pfeilrichtung 19 in den betreffenden Gehäuseraum 14' abströmt, um damit eine örtlich gezielte Kühlung beispielsweise in Fig. 3 noch näher erläuterter Gehäusehaken einer Niederdruckturbine zu bewerkstelligen. Entgegen der zuvor beschriebenen Wirkungsweise kann es je nach Auslegung des Triebwerks sinnvoll sein, im Zusammenwirken der erfindungsgemässen Anordnung eine stets vorhandene Gehäuseinnenkühlung zu ermöglichen, die jedoch stark reduzierbar wäre. Gemäss Fig. 2 kann hierzu also alternativ ein Teil der über die Entnahmeluftleitunq 14 geförderten Verdichterluft über einen betreffenden Lei tungsabzweigstrang 20 an geeiqneter Stelle, stromauf der Niederdruckturbine 5, in eine entsprechende Gehäuseringkanalsektion 21 einmünden, die hier im örtlichen Heissgasbereich der Hochdruckturbine 4 liegt und mit mehreren nachfolgenden Rinqkanälen fluidisch kommunizieren kann. Zur Verdeutlichung eines praktischen Anwendungsfalles kann die Feder 16 derart auf die erforderliche Betriebs und Ventilschaltfunktion abgestimmt sein, dass z. B. ab einer DruckdifferenzA P < 5,5 bar das Ventil 15 ge schlossen ist. Z. B. ab ss P8,5 bar sollte dann das Ventil voll offen sein. Da der Abstand in der Druckdiffe renz zwischen ADP (Auslegungspunkt des Triebwerks) und T.O. (Start-Steigflugphase) sehr gross ist, ist an das Schaltverhalten des Ventils keine hohe Anforderung zu stellen. Wie aus Fig. 2 weiter ersichtlich ist, kann in die Ent nahmeluftleitung 14, kurz vor deren Einmündungsstelle in den Ringraum 14', ein sogenannter "Restriktor 22" eingebaut sein, der bedarfsweise gegebenenfalls austausch bar ist, und mit dem die Entnahmeluftmenge einstellbar ist. Im Rahmen des ersten grundlegenden Anwendungsfalles der Erfindung wäre es - abweichend von der zuvor geschilder ten zusätzlich vorhandenen, jedoch stark reduzierten Innenkühlluftbeaufschlagung über das Leitungsstück 20 durchaus möglich, dieses Leitungsstück 20 als Hoch druckverdichterentnahmeluftführung zu verwenden, um anderweitige Turbinenkomponentenim Rahmen des üblichen Kühlluftbedarfs beaufschlagen zu können. In weiterer Ausgestaltuna der Erfindunq (Anspruch 2) wird von einem Gasturbinenstrahltriebwerk ausgegangem, mit mindestens einer der Verdichterantriebsturbine des Gaserzeugers aero-thermodynamisch nachgeschalteten Nutzturbine zum Antrieb eines in den äusseren Sekundärkreis fördernden Gebläses (Fan-Triebwerk). Dabei wird ferner von einer an sich bekannten Turbinenlaufschaufelspaltsteuereinrichtung (Active Clearance Control) ausgegangen, mit der ein vom Gebläseförderstrom über eine entsprechende Zuleitung 23 (Fig. 4) abgezweigter relativ kalter Teilluftstrom auf mehrere, um das Turbinenaussengehäuse 24 der Niederdruckturbine herum angeordnete Luftaustrittsrohre 25, 26, 27 verteilt wird; dies soll mittels eines Steuerventils 28 geschehen, und zwar soll das Steuerventil 28 in Abhängigkeit vom Flug- und Triebwerks zustand ein- oder abschaltbar bzw. modulierbar sein. Gemäss Fig. 4 wird also, sofern das Ventil mehr oder weniger geöffnet ist, vergleichsweise kalte Gebläseluft über die zuvor genannte Zuleitung 23 zunächst einem Luftverteilerkasten 29 zuaeführt, an den dann die einzelnen Luftaustrittsrohre 25, 26 und 27 angeschlossen sind. Unter Zugrundelegung einer derartigen, an sich bekannten Triebwerkskonzeption ist es erfindungsgemäss vorgesehen, dass der Schaltzyklus der gezielten turbinengehäuseseitigen Strukturbauteilkühlung mit demjenigen der Turbinenlauf schaufelspaltsteuereinrichtung (ACC) koordinierbar ist. Dabei soll das betreffende Uberdruckventil 30 (Fig. 5) als Funktion des an geeigneter Stelle entnommenen und zuschaltbaren Steuerluftdrucks aus dem Gebläseluftstrom PACC - siehe Fig. 6 - erst dann öffnen, wenn dieser Druck PACC grösser als der Zellendruck PNACELLE ist. Hierzu weist dieses Uberdruckventil 30 (Fig. 5) wiederum einen gegen die Rückstellkraft einer Feder 31 tätigbaren Steuerschieber 32 auf, der auch als Kolben bezeichnet werden könnte; dieser zuvor Genannte Steuerschieber 32 sei wiederum innerhalb der zuvor erwähnten Zuleitung bzw. Entnahmeluftleitung 14 axial gegen die Rückstellkraft dieser Feder 31 verschiebbar. Im Rahmen dieser Oberdruck- ventilausführung nach Fig. 5 und 6 kann demnach die Rückwand 33 des den federseitigen Raum 34 umgrenzenden Ventil Gehäuses eine Entlüftungsöffnung 35 aufweisen, die wahlweise mittels eines Schiebers 36 gegen PNACELLE freilegbar oder absperrbar ist. Der zuvor genannte Schieber 36 ist hierzu mit einem Stellglied 37 einer weiteren Steuereinheit 38 gekoppelt. Diese weitere Steuereinheit 38 besteht aus einem mit dem Stellglied 37 verbundenen Steuerkolben 39, der innerhalb eines zylindrischen Gehäuses 40 gegen die Rückstellkraft einer Feder 41 sowie ferner im Wege des Differenzdruckes aus dem gegen die eine Kolbenseite aufgebrachten Steuerluftdruck (PACc) und dem an der Kolbengegenseite herrschenden Zellendruck (PNACELLE) in Längsrichtung verschiebbar ist. Zur Funktion der kombinierten Uberdruckventil-Steuereinheit im Rahmen der Fig. 5 und 6 sei folgendes vermerkt: Bei der ACC-Luft handelt es sich um verhältnismässig kalte Fan-Abzapfluft, die von aussen auf das Gehäuse geblasen wird, und zwar über den betreffenden Gehäusehaken, wie sie in Fig. 3 nachstehend noch näher spezifiziert werden. Der Zweck ist demnach eine Rückkühlung der für die Gehäusedehnung massgeblichen Strukturen, um eine Reduzierung der Laufschaufelspalte, und damit ein besserer Wirkungsgrad, speziell während des Reiseflugs, zu erzielen. Bei einem bekannten Fan-Triebwerk der genannten Art wird dieser Effekt für den Start-und die Steigflugphase genutzt, d. h., ACC-Luft wird schon in dieser Flugphase von Anfang an zugeschaltet. Dies bewirkt zwar eine spürbare Rückkühlunq der Gehäusehaken, ist aber nicht ausreichend, um das kritische Temperaturniveau zu unterschreiten. Eine zusätzliche Kühlung ist also dringend notwendig. Dieses gleichzeitig schon am Anfang der Start phase erfolgende Zuschalten der verhältnismässig kalten Fan-Abzapfluft hat folgende weitere negative Begleiterscheinung: Bei der Beschleunigung ist das Ansprechverhalten der Lauf schaufeln, hier beispielsweise der Niederdruckturbine, sehr schnell (schnelle AusdehnUng), während das zugehörige Gehäuse aufqrund der grösseren Masse erst verzögert nachkommt, bzw. bezüglich der thermischen Dehnung zeitlich "hinterherhinkt". Als Folge davon verringern sich die betreffenden Turbinenlaufschaufelspalte sehr stark bis zu einem Einlaufen im Dichtungsbelag; wird nun, wie vorstenend erwähnt, die ACC-Luft schon vom Beginn der Beschleunigung an zugeschaltet, so wird die Dehnung des Gehäuses noch weiter verzögert, so dass es zu einem verstärkten Dichtungseinlauf kommt, der im geringsten Fall zu einem verhältnismässig starken Verschleiss der Laufschaufelspitzen bzw. der Laufschaufelspitzendichtun en auf der einen Seite, wie aber auch der betreffenden Einlaufbeläae am Gehäuse auf der anderen Seite führt. Im Wege der nach Patentanspruch 2 angegebenen Schaltzykluskombination, deren praktische Durchführunq durch das Uberdruckventilkonzept nebst Steuereinheit im Rahmen der Fiq. 5 und 6 möglich ist, kann also das entsprechende Uberdruckventil y mit zeitlicher Verzögerung derart zugeschaltet werden, dass es zu dem qenannten extrem starken Dichtunqseinlauf in der Start- und Steigflugphase nicht kommt, zugleich andererseits aber eine gezielte Kühlung der kritischen Bauteile sicherqestellt wird, was wiederum zu Leistungseinsparungen über den weitaus grössten Teil der Flugmission führt. Die Start-Steiqflugbedingung (T.O.-Bedingung) für den zeitlich verzögerten Schaltzyklus im Rahmen der Fig. 5 und 6 lässt sich für einen praktischen Anwendungsfall wie folgt definieren: Zeit: Ot Z t C 40 sec.: P = P14th ACC PNACELLE' d. h., Entlüftungsbohrung 35 zu. t t 40 sec.: P = PACC > PNACELLE, d. h., Steuereinheit 38 öffnet Ent lüftungsbohrung 35. Darin ist P der im federseitigen Raum 34 herrschende Druck, wenn die Entlüftungsbohrung 35 verschlossen ist. P14th ist repräsentativ für einen geeigneten Hochdruckverdichterentnahmeluftdruck, hier die 14. Stufe des Hochdruckverdichters. PAccrepäsentiert den in Verbindung mit Anspruch 2 erwähnten Steuerluftdruck aus dem Gebläseluftstrom, der an geeigneter Stelle 41 (Fig. 4) aus dem Luftverteilerkasten 29 entnommen wird. ACC bedeutet: Turbinenlaufschaufelspaltsteuereinrichtung, hergeleitet aus: Active Clearence Control. PNACELLE repäsentiert den Zellendruck. Es hat sich nun gezeigt, dass von der Temperaturbelastung her die mindestens ersten vier Gehäusehaken als besonders "kritisch" zu bezeichnen sind, wobei es sich nach Fig. 3 z. B. um die Gehäusehaken 52, 58,53 und 59 handelt. Diese zuletzt genannten Gehäusehaken sind be sonders "kritisch", da sie mehr oder weniger ungeschützt die Heissgastemperatur vom Hauptstrom spüren. Wegen der über die Turbinenstufen abnehmenden Heissgas- temperatur wären dann also z. B. die nachfolqenden Haken 54 und 60 nichimehr als "kritisch" zu bezeichnen; da, wie eingangs bereits schon erwähnt, die höchsten Temperaturen während der Starts und der anschliessenden Steigflugphase auftreten, ist demnach nur während dieser Zeit von etwa 2 Minuten eine Belüftung der kritischen Haken 52, 58, 53, 59 (Fig. 3) notwendig. Im Reiseflug (Cruise = ADP) kann im allgemeinen das Temperaturniveau des Heissgases so niedrig veranschlagt werden, dass die genannten Gehäusehaken ohne zusätzliche Belüftung auskommen. Fig. 7 veranschaulicht ein zur Realisierung des erfindungsgemässen Grundgedankens einfachst aufgebautes Uberdruckventil 61, welches hier innerhalb eines vertikal abgeknickten Stranges der Entnahmeluftleitung 14 angeordnet ist. Ein derartiges Uberdruckventil wird in der Fachsprache auch als "Penny-Valve" bezeichnet, welches einen Ventilteller 62 nebst Innenventilschaft 63 aufweist, wobei der vertikal abgeknickte Leitungsstrana gleichzeitig das Ventilgehäuse bildet. Der entsprechende Ventilteller 62 des Uberdruckventils 61 ist geqen die Rückstellkraft einer Feder 64 betätigbar. Demnach ist dieses Uberdruckventil 61 also bei Uberschreiten eines vorgegebenen Differenzdruckes zwischen dem Entnahme luftdruck PHDV auf der einen Seite und dem Gehäuseqegen- druck Gehäuse auf der anderen Seite betätigbar und zwar so, dass das Ventil im Normal- bzw. Reiseflugzustand geschlossen ist, während es ausschliesslich beim Start und anschliessender Steigflugphase geöffnet ist. Die Verdichterluftentnahmeleitunq 14 ist vor der zuvor besprochenen "kritischen" Ventilsitzposition mit einer Abzweigleitung 65 verbunden, um eine übrige Entnahmeluftmenge ihrem entsprechenden Verwendungszweck, z. B. zur Kühlung der Hochdruckturbine (HDT), zuzuführen. Fiq. 8 verkörpert eine Ventilvariante im Sinne der Fig. 7 in Kombination mit einer Steuereinheit, ähnlich der Fig. 6, wobei jedoch, abweichend von der zuvor genannten Ventilsteuereinheit, das Stellglied 37 (Fig. 8) der weiteren Steuereinheit 38 eine Ventilklappe 66 steuert, mit der die Entnahmeluftleitung 14, vor dem Uberdruckventil 61, wahlweise absperrbar oder freilegbar ist, und zwar im Sinne einer zeitlich verzögerten kombinierten Steuerung, wie sie sinngemäss mit den Ausführungsbeispielen nach den Fig. 5 und 6 realisiert werden soll sowie im Rahmen des Erfindungsgedankens nach Patentanspruch 2, ausgehend von einem dort erwähnten Gasturbinenstrahltriebwerk als Gebläsetriebwerk, welches eine Turbinenlaufschaufelspaltsteuereinrichtung (ACC) aufweist. Im übricen sind für die Steuereinheit 38 nach Fig. 8, soweit gleiche oder ähnliche Bauteile der Fig. 6 sinngemäss angewendet werden, die gleichen Bezugszeichen nach Fig. 6 zugrunde gelegt. In Fig. 7 und 8 bedeuten: HDV = Hochdruckverdichter, HDT = Hochdruckturbine und HDV-Luft = Hochdruck-Verdichter-Endtnahmeluft. Im Zusammenhang mit der zuvor teilweise schon in die Betrachtung mit einbezogenen Fig. 3 wäre der Vollständigkeit halber noch zu erwähnen, dass darin die Leitschaufeln dreier aufeinanderfolqender Turbinenstufen der Reihe nach mit 42, 43 und 44, die zugehörigen Laufschaufeln mit 45, 46 und 47 bezeichnet sind. Jeweils auf der linken Seite sind die den Leitschaufeln 42, 43 und 44 zugehörigen Fusssemente 49, 50, 51 an den Haken 52, 53, 54 des ESP-790 Turbinengehäuses 48 aufgehängt. Jeweils auf der rechten Seite sind die Fusssegmente 49, 50, 51 an die Laufschaufeldeckbanddichtspitzen ummantelnden Dichtungsseqmentträgern 55, 56, 57 aufgehängt; die letzten sind einerseits an den zuvor erwähnten Gehäusehaken 5B, 59, 60 aufgehängt; andererseits zwischen den Enden der Gehäusehaken, z. B. 53, 54 sowie den angrenzenden Abschnitten der Fussseqmente, z. B. 50, 51 eingeklemmt. Der Kühlluftfluss für die erfindungsgemäss gesteuerte, gezielt "kritische" Gehäuseinnen- bzw. Hakenkühlung (Haken 52, 58, 53, 59) ist durch Pfeife F verdeutlicht. Abweichend können auch mehrere mit entsprechender Ventilsteuerung zusammenwirkende Entnahmeluftleitunsenden jeweils einzeln und örtlich, nach Bedarf verteilt, in die entsprechenden Innengehäusepartien einmünden.

Claims: Patentansprüche 1. Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge, bei dem eine oder mehrer Turbinen, insbesondere deren in nengehäuseseitige Strukturbauteile, mittels an ge eigneter Stelle aus dem Kreisprozess entnommener Ver dichterluft örtlich gezielt kühlbar sind, und bei dem in mindestens einer in Richtung auf im Betrieb kritische Strukturbauteile geführten Verdichterent nahmeluftleitung ein die Kühl luft steuerndes Ventil angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass - das Steuerventil als Uberdruckventil (15) ausge bildet und unmittelbar stromaufwärtig einer turbinen gehäuseseitigen Einmündungsstelle in der Verdichter entnahmeluftleitung (14) angeordnet ist, - das Uberdruckventil (15) aus dem Differenzdruck zwischen dem Entnahme luftdruck (PHDV) DV des Ver dichters und dem Zellendruck (PNACELLE) oder Turbinengehäusedruck (GEHäUSE) betätigtwird, derart, dass die Kühlluftzufuhr erst bei mit extremer Trieb werksbeschleunigung einhergehender Uberschreitung dieses Differenzdruckes erfolgt. 2. Triebwerk nach Anspruch 1 mit mindestens einer der Verdichterantriebsturbine des Gaserzeugers aero thermodynamisch nachgeschalteten Nutzturbine zum Antrieb eines in einen äusseren bzw. in den Sekunär kreis des Triebwerks fördernden Gebläses , wobei eine Steuereinrichtung für die Turbinenlaufschaufel spalte (Active Clearance Control) vorgesehen ist, bei der ein vom Gebläseförderstrom abgezweigter, re lativ kalter Teilluftstrom auf mehrere turbinenaussen gehäuseseitig angeordnete Luftaustrittsrohre verteilt wird und ferner mittels eines Steuerventils in Ab hängigkeit vom Flug- und Triebwerkszustand zu- oder abschaltbar oder modulierbar ist, dadurch gekenn zeichnet, dass der Schaltzyklus der gezielten, tur binengehäuseseitigen Strukturbauteilkühlung mit dem jenigen der Steuereinrichtung für die Turbinenlauf schaufel spalte (ACC) koordinierbar ist, indem das Uberdruckventil (30) als Funktion des an geeigneter Stelle entnommenen und zuschaltbaren Steuerluft drucks (PACc) (Fig. 5) aus dem Gebläseteilluftstrom erst öffnet, wenn dieser Druck (PACc) grösser als der Zellendruck (PNACELLE) ist. Triebwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Uberdruckventil (30 bzw. 61) ein gegen die Rück stellkraft einer Feder (31 bzw. 64) betätigbares Ab sperr- bzw. Steuerglied (32 bzw. 62) aufweist, welches kolben- (Fig. 5), schieber- bzw. tellerförmig (Fig.7) oder dergleichen ausgebildet ist. 4. Triebwerk nach den Ansprüchen 1 und 3, dadurch gekenn zeichnet, dass der federseitige Raum des Uberdruck ventils (15) über eine Öffnung (15') in der Ventil gehäusewand stets dem Zellendruck (PNACELLE) ) ausgesetzt ist. 5. Triebwerk nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekenn zeichnet, dass vorzugsweise die Rückwand (33) des den federseitigen Raum (34) umgrenzenden Ventilge hAuses(14) eine Entlüftungsöffnung (35) aufweist, die wahlweise mittels eines Schiebers (36) freileg bar oder absperrbar ist, der hierzu mit einem Stell glied (37) einer weiteren Steuereinheit (38) gekoppelt ist, die aus einem mit dem Stellglied (37) verbundenen Steuerkolben (39) besteht, der innerhalb eines zy lindrischen Gehäuses (40) gegen die Rückstellkraft einer Feder (41) sowie im Wege des Differenzdruckes aus dem gegen die eine Kolbenseite aufgebrachten Steuerluftdruck (PACC) und dem an der Kolbengegen seite herrschenden Zellendruck (PNACELLE) in Längs richtung verschiebbar ist. 6. Triebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3 sowie 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Stellglied (37) der weiteren Steuereinheit (38) eine Ventilklappe (66) steuert, mit der-die Entnahmeluft leitung (14) - vor dem Uberdruckventil (61) - wahl weise absperrbar oder freilegbar ist. 7. Triebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die bei den massgeblichen Flug- und Triebwerks zuständen "kritisch" zu bezeichnenden, einer zusätzlichen Kühlung zu unter werfenden Turbinengehäusestrukturbauteile, wie Ge -häusehaken oder dergleichen, Bestandteile der als Gebläseantriebsturbine fungierenden Niederdruck turbine des Strahltriebwerks sind. 8. Triebwerk nach den Ansprüchen 1 bis 3 sowie 6 und 7, dadurch qekennzeichnet, dass der federseitiqe Raum des Uberdruckventils (61) stets dem Gehäusegegendruck PGEHÄUSE) ausgesetzt ist. 9. Triebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass ein von der Ver dichterluftentnahmeleitung (14) - stromaufwärtiq vor dem Uberdruckventil (15) - abzweiaender Leitungsstrang (20) entweder zur Bereitstellung einer stets vorhande nen, stark reduzierten Kühlluftmenge für das bzw. die Turbineninnengehäusestrukturen oder (65) zur Be reitstellung einer anderweitigen, betriebsnotwendigen Kühlluftmenge, z. B. zur Kühlung der Hochdruckturbine bzw. der Radscheiben und Schaufeln, vorgesehen ist.

Inventors: EIDENSCHINK, HANS
Applicants: MTU MUENCHEN GMBH, MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION MUNCHEN GMBH
Application year: 1986
Main classification: F01D11
IPC codes: F01D11, F01D25