Bauhaus Luftfahrt Jahrbuch 2018

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Untersuchung signifikanter
Leistungsentnahmen
Die Grafik erläutert den Einfluss operationeller Leistungsentnahme-Variationen
von der Niederdruckwelle auf TSFC.
Die erzielbaren Entnahmen sind durch Betriebsgrenzen der
beteiligten Turbokomponenten limitiert.
Investigation of significant
power off-takes
The graphic indicates the impact of operational variations
in relative off-take from the low-pressure spool on TSFC.
Feasible power off-takes are constrained by operating limits
of associated turbo components.
Thrust-specific fuel consumption (TSFC) [g/(kN x s)]
26
24
22
20
18
16
14
0.80
PLP,rel,ds = 0
0.85
Rel. corrected fan speed (NL,rel,corr) [-]
0.90
1000
Typical cruise condition
(M0.82, FL350, ISA+10K)
Design LP spool power offtake (PLP,rel,ds): 0.15
HP power offtake for aircraft subsystems: 600 kW
Scaling factor of relative LP power offtake [-]
Total power offtake [kW]
Inner fan surge margin constraint (10 %)
IPC surge margin constraint (15 %)
HPC corrected speed constraint
Flow path sizing point
3000
2000
0.95
4000
5000
1.00 1.01
1.65
0.10
1.00
PLP,rel,ds = 0.15
15 20 25 30 35 40 45 50 55
Net thrust (FN) [kN]
+ + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + +
Auslegungsstudie des im Rumpfheck
installierten Antriebssystems
Einfluss des von der Grenzschicht beeinträchtigten Druckrückgewinnungsverhältnisses
im Einlauf und des Design-Fandruckverhältnisses
auf die Dimension und die Startleistung
des rumpfinstallierten Propulsors
Sizing study of the fuselage fan
propulsion system
Impact of the boundary layer-impaired intake total pressure
recovery ratio and the design fan pressure ratio on dimension
and take-off performance of the fuselage fan propulsion system
Design thrust-specific power consumption (TSPC) [W/N]
900
800
700
600
500
400
300
Study settings:
Flow path sizing point:
FL350, M0.82, ISA+10K
Fan inlet hub diameter: 1.15 m
Takeoff point:
SL, M0.25, ISA+15K
Fan relative corrected speed: 0.7
Color contours:
Design-specific thrust [m/s]
Design intake total 0.80
pressure recovery ratio 7
(p2/p0) [-]
0.90
0.95
1.65
0.85
1.50 1.40
1.30
Design fan pressure ratio [-]
5
1.25
Shaft power at takeoff
[MW]
1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 2.6 2.8
6
8
9
7
10
110
100
90
80
70
60
50
40
30
20
Fan inlet tip diameter [m]
+ + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + +
Dr. Arne Seitz Co-lead Energy Technologies and Power Systems
Elektrische Antriebe sind ein Schlüsselfaktor zur Erschließung neuer Marktsegmente am unteren Ende des Nutzlast-
Reichweiten-Spektrums. Wärmekraftmaschinen werden jedoch auch weiterhin das Rückgrat der klassischen Transportluftfahrt
bilden. Damit die Antriebselektrifizierung eine größere Relevanz für die Nachhaltigkeit der Luftfahrt erlangen kann, muss sie
eng mit fortschrittlicher Gasturbinentechnologie integriert werden. Dies gilt auch für das vielversprechende turboelektrische
„Propulsive Fuselage Concept“. Entscheidend sind hierzu geringe Verluste im turboelektrischen Antriebsstrang und eine optimale
Abstimmung der Haupttriebwerke und des Rumpfheckantriebes.
Electric propulsion and power are a key enabler for new market segments at the low end of the payload-range spectrum.
Heat engines, however, will remain the backbone for propulsion and power in classic air transportation. To enable
a strong impact on aviation’s sustainability, the electrification of aircraft motive power requires a synergistic systems design
integration with advanced gas turbine technology. This holds true for the promising turboelectric Propulsive Fuselage Concept,
where low losses in the turboelectric power train and an optimum design and operational matching of the main power plants and
the aft fuselage fan are essential.