Rolls-Royce Deutschland

Es werden eine Wärmetauschervorrichtung (1) für ein Flugzeugtriebwerk und ein Gasturbinentriebwerk vorgeschlagen. Die Wärmetauschervorrichtung (1) umfasst einen Treibstoff-Öl-Wärmeübertrager (2) zum indirekten Übertragen von thermischer Energie zwischen Treibstoff (T) und Öl (OE). Weiterhin ist ein Zulaufbereich (6) des Treibstoff-Öl-Wärmeübertragers (2) für den Treibstoff (T) vorgesehen, der von einer vom Treibstoff (T) durchströmbaren Frontplatte (8) des Treibstoff-Öl-Wärmeübertragers (2) und einem gegenüberliegenden Gehäusebereich (9) begrenzt ist. Ein Ablaufbereich (10) des Treibstoff-Öl-Wärmeübertragers (2) ist auf einer dem Zulaufbereich (6) abgewandten Seite des Treibstoff-Öl-Wärmeübertragers (2) angeordnet. Treibstoff (T) ist durch eine parallel zum Treibstoff-Öl-Wärmeübertrager (2) verlaufende Bypassleitung (4) mit einem Bypassventil (11) zum Steuern des Treibstoffvolumenstromes führbar. Zumindest ein Teil des Ölstromes (OE), der durch den Treibstoff-Öl-Wärmeübertrager (2) führbar ist, ist stromauf des Treibstoff-Öl-Wärmeübertragers (2) durch den Gehäusebereich (9) leitbar, um thermische Energie zwischen dem den Gehäusebereich (9) durchströmenden Ölvolumen (OE) und dem Treibstoff (T) im Zulaufbereich (6) indirekt übertragen zu können.

Die Erfindung betrifft eine Düse (1) für ein Triebwerk, insbesondere eines Flugzeugs, mit einem entlang einer zentralen Längsachse (L) ausgerichteten Düsenhauptkörper (100) umfassend eine zentrale, auf der Längsachse (L) angeordnete Kraftstoffzufuhreinheit (4) mit einem Kraftstoffdüsenkörper (400) umfassend eine stromabseitige, zentrale Druckzerstäuberanordnung (401) zur Einspritzung von flüssigem Kraftstoff in eine Brennkammer unter dessen Zerstäubung, die Kraftstoffzufuhreinheit (4) umfassend - eine zentrale, auf der Längsachse (L) angeordnete Kraftstoffzuführung (200) mit einer zentralen Kraftstoffleitung (201), die in eine zentrale Einspritzanordnung (202) der Druckzerstäuberanordnung (401) mündet, und - eine radial, insbesondere umlaufend, um die zentrale Kraftstoffzuführung (200) angeordnete zweite Kraftstoffzuführung (300) mit einer zweiten Kraftstoffleitung (301), die in eine zweite Einspritzanordnung (302) der Druckzerstäuberanordnung (401) mündet, wobei die zweite Kraftstoffleitung (301) eine radiale Innenwandung (303) und eine radiale Außenwandung (304) aufweist, wobei, insbesondere umlaufend, um die Kraftstoffzufuhreinheit (4) zumindest ein Luftkanal (6) angeordnet ist. Eine gewichtsoptimierte Ausbildung einer Kraftstoffzu- und -abschaltung wird dadurch erreicht, dass in der zweiten Kraftstoffleitung (301) ein, insbesondere axial, verschiebbarer Schiebekörper (5) angeordnet ist, der in einer ersten Position die zweite Kraftstoffleitung (301) fluiddicht versperrt und in einer zweiten Position die zweite Kraftstoffleitung (301) für Kraftstoff passierbar freigibt

Die Offenbarung betrifft eine Tandem-Leitschaufelkomponente (204) für eine Statorstufe (201) eines Turbomaschinenkompressors (27), umfassend eine vordere Leitschaufel (210), eine hintere Leitschaufel (211), eine Plattform (212) und eine Befestigungsstruktur (213). Gemäß der Offenbarung ist vorgesehen, dass die vordere Leitschaufel (210) einem ersten Tandem-Leitschaufelpaar (205.1) und die hintere Leitschaufel (211) einem zweiten, in Umfangsrichtung (RU) benachbarten Tandem-Leitschaufelpaar (205.2) zugeordnet ist, und die vordere Leitschaufel (210) und hintere Leitschaufel (211) in Umfangsrichtung (RU) zueinander derart versetzt sind, dass sie sich in Umfangsrichtung (RU) nicht überlappen.

Die Offenbarung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (1000) eines Flugzeugs (2000), wobei das Gasturbinentriebwerk (1000) eine elektronische Steuereinheit (1300), aufweist, und wobei das Verfahren umfasst: Erfassen einer für einen Triebwerkszustand (ZT) des Gasturbinentriebwerks (1000) charakteristischen Messgröße (MC) mittels eines mit der elektronischen Steuereinheit (1300) signalführend gekoppelten Sensors (1310); Bei einem Überschreiten eines kritischen Grenzwerts (MC1): Bestimmen eines kritischen Triebwerkszustands (ZT1) und/oder einer kritischen Restlebensdauer (RTK), und Einleiten von unmittelbaren Gegenmaßnahmen (GMU) zum sicheren Betrieb. Gemäß der Offenbarung ist bei einem Überschreiten eines vorkritischen Grenzwerts (MC0) vorgesehen: Bestimmen eines vorkritischen Triebwerkszustands (ZT0) und/oder einer vorkritischen Restlebensdauer (RTV), und Einleiten von geplanten Maßnahmen (GMG) für einen optimierten Betrieb; wobei der vorkritische Grenzwert (MC0) niedriger ist als der kritische Grenzwert (MC1).

Die Erfindung betrifft eine Brennkammer (10) für eine Gasturbine, insbesondere ein Triebwerk eines Flugzeugs, die insbesondere ringförmig umlaufend ausgebildet ist, mit einer Außenwandung (6) und einer Innenwandung (7), die bezüglich einer zwischen ihnen verlaufenden Längsachse (M) angeordnet sind, und mit einer eintrittsseitig zwischen der Außenwandung (6) und der Innenwandung (7), insbesondere orthogonal zu der Längsachse (M), verlaufenden Frontplatte (4), wobei die Außenwandung (6), die Innenwandung (7) und die Frontplatte (4) einen, insbesondere ringförmig umlaufenden, Brennraum (1) begrenzen, wobei sich der Brennraum (1) über eine Länge (L) der Brennkammer (10), von einer injektorseitigen Eintrittsseite (13) mit einer eintrittsseitigen Höhe (h1) bis zu einer stromabseitigen Austrittsöffnung (14) mit einer austrittsseitigen Höhe (h2), erstreckt. Eine optimierte Emissionscharakteristik im Betrieb ist dadurch erreichbar, dass in einem Längsschnitt durch die Brennkammer (10) die Außenwandung (6) und/oder die Innenwandung (7) einen sich der Längsachse (M) in Strömungsrichtung stetig und streng monoton annähernden Verlauf aufweisen, wobei die Annäherung an der Eintrittsseite (13) stärker ausgebildet ist als an der Austrittsseite (Fig. 1).

Die Erfindung betrifft eine Düse zur Zufuhr von Luft und flüssigem Kraftstoff in eine Brennkammer (28), insbesondere eines Triebwerks eines Flugzeugs, mit einem entlang einer Düsenlängsachse (M) ausgerichteten Düsenhauptkörper (10), in welchem angeordnet sind: - zumindest ein auf der und/oder um die Düsenlängsachse (M) verlaufender, erster Luftkanal (14), - zumindest ein radial außen, insbesondere ringförmig umlaufend, um den ersten Luftkanal (14) angeordneter Kraftstoffkanal (16), der einen axial-radial in Strömungsrichtung in Richtung Düsenlängsachse (M) verlaufenden, stromabseitigen Endabschnitt (162) aufweist, und - zumindest ein radial außen, insbesondere ringförmig umlaufend, um den Kraftstoffkanal (16) angeordneter zweiter Luftkanal (121), wobei der Kraftstoffkanal (16) mit einer Kraftstoff-Austrittsöffnung (24) an einer daran anschließenden, zumindest im Wesentlichen axial ausgerichteten Filmlegerfläche (20) mit einer stromabseitigen Abströmkante (22) mündet, wobei die Filmlegerfläche (20) den ersten Luftkanal (14) stromabseitig umgrenzt. Die Kraftstoffzerstäubung wird dadurch verbessert, dass eine Länge (L) der Filmlegerfläche (20), zwischen der Kraftstoff-Austrittsöffnung (24) und der Abströmkante (22), zwischen einem Faktor 5 und 6, vorzugsweise einen Faktor 5,5, mal einer Höhe (H) des Endabschnitts (162) des Kraftstoffkanals (16) beträgt (Fig. 2).

Die Erfindung betrifft eine Leiterplattenanordnung, die aufweist: eine Leiterplatte (1) mit einer Oberseite (11) und einer Unterseite (12), und ein elektrisches Modul (2) mit einer Oberseite (21) und einer Unterseite (22), das mit seiner Oberseite (21) mit der Unterseite (12) der Leiterplatte (1) elektrisch verbunden ist, wobei zur elektrischen Kontaktierung des elektrischen Moduls (2) dieses auf seiner Oberseite (21) elektrische Kontakte (42, 426, 427, 428) aufweist, und wobei zwischen der Oberseite (21) des elektrischen Moduls (2) und der Unterseite (12) der Leiterplatte (1) im Bereich neben den elektrischen Kontakten (42, 426, 427, 428) ein Underfillmaterial (5) angeordnet ist. Es ist vorgesehen, dass die elektrischen Kontakte (42, 426, 427, 428) jeweils benachbart zu einem Seitenrand (211-214) der Oberseite (21) des elektrischen Moduls (2) angeordnet sind und ein Randspalt (7) zwischen dem jeweiligen elektrischen Kontakt (42, 426, 427, 428) und dem benachbarten Seitenrand (211-214) über ein Edgebondmaterial (8) verschlossen ist.

A fuel system for an aircraft gas turbine engine (103) comprises:a main fuel conduit (206) configured to deliver hydrogen fuel to a combustor (203) of the gas turbine engine (103);a fuel metering valve (213) configured to modulate a mass flow of fuel delivered to the gas turbine engine combustor (206); anda variable pressure control valve (207) upstream of the fuel metering valve (213), the pressure control valve (207) being configured to control pressure of fuel flow delivered to the fuel metering valve (213).

Die Erfindung betrifft eine Pilotierungsanordnung (23) zum Einsatz in einer Düsenvorrichtung (100) einer Gasturbinenanordnung, insbesondere eines Triebwerks eines Luftfahrzeugs, umfassend- einen sich auf einer Längsachse (L) erstreckenden Hohlraum (12) zur Leitung von Kraftstoff, dessen größter Strömungsquerschnitt größer ausgebildet ist als der größte Strömungsquerschnitt einer Pilotierungsleitung (130) einer Pilot-Kraftstoffdüse (13) und- die stromab an den Hohlraum (12) anschließende Pilot-Kraftstoffdüse (13), mit der Pilotierungsleitung (130) und einem am stromabseitigen Ende der Pilotierungsleitung (130) angeordneten Pilot-Kraftstoffauslass (131),wobei der Hohlraum (12) in einem auf der Längsachse (L) angeordneten Zentralkörper (8) angeordnet ist und wobei umlaufend um den Zentralkörper (8) zumindest ein Verdrallelement (90) angeordnet ist, wobei der Zentralkörper (8) und das zumindest eine Verdrallelement (90) eine Verdrallanordnung (9) bilden. Fertigungsvorteile werden dadurch erreicht, dass die Pilotierungsanordnung (23) aus zwei Bauteilen zusammengesetzt ist, wobei ein erstes Bauteil (21) das zumindest eine Verdrallelement (90) und den Zentralkörper (8) und ein zweites Bauteil (22) die Pilot-Kraftstoffdüse (13) umfasst (Fig. 3).

Die Offenbarung betrifft ein ringförmiges Bauteil (20) für ein Flugzeugtriebwerk mit einer in Flugrichtung (F) vorderen Flanschstruktur (1), einer in axialer Richtung (R) hinteren Flanschstruktur (3) und einer in axialer Richtung (R) zwischen den Flanschstrukturen (1, 3) angeordneten Ringstruktur (2), dadurch gekennzeichnet, dass die Ringstruktur (2) eine variable Querschnittsform (Q1, Q2) und / oder eine variable Materialanordnung (M1, M2) in Umfangsrichtung (U) und / oder senkrecht zur Umfangsrichtung (U) aufweist und mindestens eine der Flanschstrukturen (1, 3) in Umfangsrichtung (U) mindestens zwei ringförmige Abschnitte (4, 5) aufweist, die jeweils unter einem unterschiedlichen Winkel (α, β) relativ zur Ringstruktur (2) angeordnet sind. Die Offenbarung betrifft ferner ein Flugzeugtriebwerk mit einem ringförmigen Bauteil und ein Verfahren zur Herstellung des ringförmigen Bauteils.