BHL-Jahrbuch-2016

48 energy technologies & power systems
Einheitliche thermodynamische
Bewertung
von Composite-Cycle-
Triebwerken
Unified thermodynamic
evaluation of Composite
Cycle Engines
Das Composite-Cycle-Triebwerkskonzept integriert
Kolbenmaschinen im Kern eines Turbofans. Dadurch
steigt die Effizienz gegenüber einem Turbofan deutlich,
allerdings um den Preis höheren Gewichts.
Um nun das tatsächliche Verbesserungspotenzial zu
bestimmen, wurden beide Konzepte konsistent verglichen.
Hierzu wurde eine einheitliche Methodik
entwickelt, bei der die wichtigsten Zyklusparameter,
insbesondere Druckverhältnis und Brennkammertemperatur,
für eine Kurz- bis Mittelstreckenanwendung
optimiert wurden.
Die optimale Brennkammertemperatur ist mit
1400 K sehr niedrig, sodass der Großteil des Kerosins
in der effizienten Kolbenmaschine verbrannt
wird und nur ein kleiner Teil in der normalen Brennkammer.
Die Effizienz steigt monoton mit dem
Druckverhältnis und wird beschränkt durch den Spitzendruck
im Kolben und seine Austrittstemperatur.
Mit dem heutigen Technologieniveau kann der Kerosinverbrauch
auf einer Mission um 18 % gesenkt
werden, unter Berücksichtigung von Kaskadeneffekten
auf Flugzeugebene, trotz eines 24 % schwereren
Triebwerks.
Zukünftige Potenziale wurden unter der
Annahme von evolutionärer Verbesserung der Komponenten
bis zum Jahr 2035 ebenfalls untersucht.
Im Vergleich zu heute sinkt der Kerosinverbrauch
des Turbofans um weitere 9 %. Das Composite-
Cycle-Triebwerk verteidigt seinen relativen Vorteil
bei ebenso verbesserten Komponenten und ist
somit beständig gegenüber zukünftigen Entwicklungen.
Insgesamt erreicht das Konzept eine Verbesserung
von 37 % gegenüber dem Stand im Jahr 2000
und übertrifft so das Ziel für das Jahr 2035 (30 %).
Zur weiteren Verbesserung wird auch der Einsatz
von Wankel- statt Hubkolbenmotoren untersucht.
Kolbenmaschinen
könnten um das
Kerntriebwerk
herum angeordnet
werden.
Piston engines
could be installed
around the turbo
engine core.
The Composite Cycle Engine concept introduces
piston engines into the turbofan core. It promises
significantly improved thermal efficiency over the
conventional turbofan, but adds weight to the
engine. Hence, both concepts need to be compared
consistently to identify the true improvement
potentials. To this end, a unified set of methods
was established. The main cycle parameters were
optimised for a short- to medium-range application,
in particular overall pressure ratio and combustor
exit temperature.
The optimum combustor exit temperature is
rather low at 1,400 K. In this way, most of the fuel
is burnt in the efficient piston engine and only a
small share in the conventional combustor. Efficiency
increases monotonically with increasing pressure
ratio, but is restricted by permissible piston peak
pressure and exit temperature. With today’s technology,
mission fuel burn reduces by 18 % on aircraft
level, including cascading effects through resizing,
although engine weight increases by 24 %.
Future benefi ts of the concepts were also
analysed, assuming evolutionary improvement of
component technology until year 2035. The turbofan
mission fuel burn reduces by 9 % compared
to modern turbofans. The Composite Cycle Engine
with likewise improved technology retains its
relative advantage. This shows that the advantage
of the Composite Cycle Engine is persistent
for future developments. The concept achieves
a combined fuel burn reduction of 37 % against
year 2000 technology standard, surpassing the
year 2035 target (30 %). To improve the concept
further, the use of a rotary engine instead of
pistons is being investigated, too.