Rolls-Royce Deutschland Patente

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 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.

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 Erfindung betrifft eine Leiterplattenanordnung, die aufweist: eine Leiterplatte (1) mit einer Oberseite (11) und einer Unterseite (12), elektrische Module (4) mit einer Oberseite (41) und einer Unterseite (42) und einen Kühlkörper (3), der thermisch mit der Unterseite (42) der elektrischen Module (4) gekoppelt ist. Es ist weiter vorgesehen, dass der Kühlkörper (3) eine strukturierte Oberseite (30) aufweist, die eine Mehrzahl von Kavitäten (31) und zwischen den Kavitäten (31) angeordnete Auflagestrukturen (32) umfasst, die eine Auflagefläche (33) für die Leiterplatte (1) bilden, wobei die Unterseite (12) der Leiterplatte (1) auf der Auflagefläche (33) aufliegt und der aufliegende Bereich der Unterseite (12) eine untere Anlagefläche (13) bildet, die elektrischen Module (4) in die Kavitäten (31) des Kühlkörpers (3) hineinragen, und an der Oberseite (11) der Leiterplatte (1) an Anpresspunkten (14), die der unteren Anlagefläche (13) gegenüber liegen, vorstehende Strukturen (25) eines Niederhalters (2) oder eines Deckels (6) anliegen, die die Anpresspunkte (14) mit einer Niederhaltekraft beaufschlagen.

Die Erfindung betrifft eine Brennkammeranordnung (1), insbesondere zum Einsatz in einem Triebwerk eines Luftfahrzeugs, umfassend- eine Umwandung (5), die einen entlang einer Längsachse (L) ausgerichteten Brennraum (101) umgrenzt und- zumindest eine, vorzugsweise eine Vielzahl von, eingangsseitig des Brennraums (100) angeordnete/n Kraftstoffdüse/n (200) zur Zugabe von flüssigem Kraftstoff in den Brennraum (101).Ein alternativer und/oder kombinierter optimierter Betrieb mit Kraftstoffen unterschiedlicher Aggregatszustände bei vergleichsweise geringem konstruktivem Aufwand ist dadurch erreichbar, dass die Brennkammeranordnung (10) zum Betrieb mit flüssigem und/oder gasförmigem Kraftstoff ausgebildet ist, wobei zumindest eine, vorzugsweise eine Vielzahl von stromab der Kraftstoffdüse/n (200), an der Umwandung (5), angeordnete Gaszufuhröffnung/en (15, 19) vorhanden sind, mittels welcher gasförmiger Kraftstoff in den Brennraum (101) einbringbar ist (Fig. 3A).

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Die Erfindung bezieht sich auf eine Turbinenschaufel (1), insbesondere für ein Gasturbinentriebwerk, mit einem einen druckseitigen Wandabschnitt (10) und einen saugseitigen Wandabschnitt (11) aufweisenden, sich bezüglich eines Einbauzustands radial und in axialer Anstellung von einer Anströmflanke (15) zu einer Abströmflanke (16) erstreckenden Schaufelblatt (12), in dem eine Kühlkanalanordnung (4) mit mindestens einem Kühlkanal ausgebildet ist, welcher einen zumindest überwiegend radial, nahe der Anströmflanke verlaufenden, anströmseitigen Kanalabschnitt (40), einen zumindest überwiegend radial, nahe der Abströmflanke verlaufenden abströmseitigen Kanalabschnitt (42) und einen zwischen diesen liegenden, zumindest überwiegend radial gerichteten inneren Kanalabschnitt (45) sowie einen diese Kanalabschnitte verbindenden ersten und zweiten Umlenkabschnitt (41, 43) aufweist. Eine effiziente Kühlung wird dadurch bewirkt, dass der innere Kanalabschnitt (44) stromab bezüglich des anströmseitigen Kanalabschnitts (40) und des abströmseitigen Kanalabschnitts (42) angeordnet ist.

Die Offenbarung betrifft ein Verfahren zur Erfassung des Torsionsschwingungsverhaltens (T) eines Antriebsstranges (1) eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Flugzeugs, wobei der Antriebsstrang (1) mit einem Permanentmagnet-Synchronmotor (20) als Antrieb gekoppelt ist, gekennzeichnet durcha) mindestens eine Auslösung eines Kurzschlusses (K), insbesondere mindestens eines 2-Phasen-Kurzschlusses (K) und / oder mindestens eines symmetrischen 3-Phasen-Kurzschlusses (K) bei dem im Betrieb (101) befindlichen Permanentmagnet-Synchronmotor (20) zur Aufbringung mindestens einer induzierten mechanischen Anregung (A) des Antriebsstrangs (1), wobeib) die Torsionsschwingungsantwort (T) des Antriebsstrangs (1) auf die induzierte mechanische Anregung (A), insbesondere zur Ermittlung mindestens einer Eigenfrequenz (f) und / oder einer Resonanzfrequenz des Antriebstrangs (1) mit einer Sensorvorrichtung (30) erfasst wird, insbesondere bei einem Antriebsstrang (1) der im Wesentlichen frei von einer Drehmomentlast ist.Die Offenbarung betrifft auch eine entsprechende Vorrichtung.

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A method (200) for monitoring a health of a capacitor (302) of a power converter (300) involves acquiring a DC link capacitor voltage (V_dc), an input current (I_in), phase currents (I_a, I_b, I_c), and switching pulses (SP1, SP2, SP3) of the power converter (300); calculating a DC link current (I_dc) based on the switching pulses (SP1, SP2, SP3) and the phase currents (I_a, I_b, I_c); calculating a capacitor current (I_cap) based on the DC link current (I_dc) and the input current (I_in); applying Goertzel algorithm to determine a first z-domain equation (H(z)I_cap) of the capacitor current (I_cap) and a second z-domain equation (H(z)V_dc) of the DC link capacitor voltage (V_dc); determining an ESR and an estimated capacitance of the capacitor (302) based on the first z-domain equation (H(z)I_cap) and the second z-domain equation (H(z)V_dc); and comparing the estimated ESR with an initial ESR and/or the estimated capacitance with an initial capacitance.

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A noise filtering assembly (100) comprises at least one core ring (106) partially surrounding an insulator (104) and a plurality of positioning rings (110) disposed on an outer surface (112) of the insulator (104). Each core ring (106) defines a pair of opposing axial ends (116, 118) along a longitudinal axis (L-L) and has an inner diameter (ID) within a predetermined tolerance range (TR). Each axial end (116, 118) of each core ring (106) is disposed adjacent to an adjacent positioning ring (110). Each positioning ring (110) comprises at least one inclined outer surface (136) inclined at an oblique angle (θ) relative to the longitudinal axis (L-L). Within the predetermined tolerance range (TR) of the inner diameter (ID) of each core ring (106), each axial end of each core ring (106) partially and slidably contacts the at least one inclined outer surface (136) of the adjacent positioning ring (110).