Entwicklung eines Verbrennungsmodells für Brennkammern von Fluggasturbinen

Entwicklung eines Verbrennungsmodells

für Brennkammern von Fluggasturbinen

eingereicht von

Diplom-Ingenieur

Andreas Wulff

aus Blankenfelde

Vom Fachbereich 10 - Verkehrswesen und Angewandte Mechanik

der Technischen Universität Berlin

zur Erlangung des akademischen Grades

Doktor der Ingenieurwissenschaften

-

Dr.-Ing.-genehmigte Dissertation

Promotionsausschuß:

Vorsitzender:

Prof. Dr.-Ing. J. Thorbeck

Berichter:

Prof. Dr.-Ing. J. Hourmouziadis

Berichter:

Prof. Dr.-Ing. H. Pucher

Tag der wissenschaftlichen Aussprache:

09.07.2001

Tag der Einreichung:

21.02.2001

Technische Universität Berlin

Juli 2001

Hiermit versichere ich an Eides Statt, daß ich die vorliegende Arbeit selbständig und nur unter Zuhilfenahme der angegebenen Hilfsmittel angefertigt habe.

Vorwort

Vorwort

Ein Großteil der vorliegenden Arbeit entstand während meiner knapp vierjährigen Tätigkeit als wissenschaftlicher Mitarbeiter am Fachgebiet Luftfahrtantriebe des Instituts für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin. Mein Dank gilt allen Personen, die auf die eine oder andere Weise zum Entstehen dieser Arbeit beigetragen haben.

Zu großem Dank verpflichtet bin ich Prof. Dr.-Ing. J. Hourmouziadis, der die Betreuung die-ser Arbeit als Hauptberichter übernommen hat und mir während diedie-ser Zeit mit Rat und Tat zur Seite stand. Die vielen, teils kontrovers geführten Diskussionen haben einen wesentli-chen Beitrag zum Fortschritt der Arbeit geleistet.

Darüberhinaus danke ich den weiteren Mitarbeitern des Fachgebiets, besonders Herrn Dipl.-Ing. D. Schweng für die Anregungen und Hinweise, die sich aus den zahllosen Gesprächs-runden ergeben haben.

Dankenswerter Weise hat sich Prof. Dr.-Ing. H. Pucher nach Begutachung meiner Studien-und Diplomarbeit ein weiteres Mal als Betreuer einer meiner Arbeiten zur Verfügung gestellt, um als Mitberichter tätig zu werden.

Schließlich möchte ich an dieser Stelle auf keinen Fall versäumen, den Personen herzlich zu danken, deren Unterstützung in Form von Geduld und Verständnis in meinen Augen einen unvergleichlich hohen Anteil am Zustandekommen dieser Arbeit hat: meiner Frau Katrin und meinen Töchtern Lisa und Tina. Ich hoffe in Zukunft die Gelegenheit zu haben, einen Teil des in Anspruch genommenen Kredits zurückgeben zu können.

Zusammenfassung

In der vorliegenden Arbeit wird eine Methode zur Optimierung der Auslegung und Regelung gestufter Brennkammern hinsichtlich der Schadstoffbildung vorgestellt. Grundlage bildet ein analytisches, eindimensionales Verbrennungsmodell für Gasturbinen-Brennkammern zur Berechnung der Emissionen von Stickoxiden, Kohlenmonoxid und unverbrannten Kohlen-wasserstoffen. Dazu wird die Brennkammer aus einer Reihe von Reaktoren modelliert, de-nen anhand einer angenommede-nen Luftverteilung innerhalb des Flammrohrs charakteristi-sche Brennstoff-Luft-Verhältnisse zugeordnet werden. Zur Beschreibung der wesentlichen Phänomene werden charakteristische Temperaturen definiert. Aufbauend auf der Ausbrand-berechnung, in der im wesentlichen Stöchiometrie-, Dissoziations-, Kinetik- und Brenn-stoffaufbereitungseffekte Berücksichtigung finden, wird durch charakteristische Korrelationen von Kohlenmonoxid und unverbrannten Kohlenwasserstoffen auf das Niveau dieser Emis-sionen Rückschluß gezogen. Die Modellierung der Stickoxidentstehung erfolgt auf der Grundlage des Zeldovich-Mechanismus, der den für Fluggasturbinen-Brennkammern typi-schen Reaktionspfad zur Entstehung thermischer Stickoxide widerspiegelt. Das Modell wur-de an Testdaten von verschiewur-denen Brennkammern konventioneller Bauart, die aus wur-der Fachliteratur entnommen wurden, skaliert und validiert. Es wurde Wert darauf gelegt, den numerischen Aufwand zu beschränken, um durch funktionale Erweiterung zur Behandlung gestufter Brennkammern und Einarbeitung in eine Optimierungsroutine Rückschlüsse auf die zweckmäßige Auslegung und den zweckmäßigen Betrieb gestufter Brennkammern ziehen zu können. Für eine Brennkammerauslegung wurde das Betriebsverhalten untersucht, vor-teilhafte Betriebsweisen vorgeschlagen und das Emissionsreduktionspotential abgeschätzt.

Inhaltsverzeichnis

Inhaltsverzeichnis

Inhaltsverzeichnis ...5 Abkürzungsverzeichnis...6 Abbildungsverzeichnis...7 Tabellenverzeichnis...8 1 Einleitung ...9

1.1 Die relevanten Schadstoffe und ihre Wirkungen ...9

1.2 Innovative Brennkammerkonzepte...14

1.3 Zielstellung der vorliegenden Arbeit ...15

2 Quellenstudium ...18

2.1 Entwicklung der gestuften Brennkammer...18

2.2 Entwicklung der Verbrennungsmodellierung ...27

3 Anforderungen an Brennkammern von Flugantrieben ...31

3.1 Überblick ...31

3.2 ICAO-Zulassungsrichtwerte ...31

4 Modellierung des Verbrennungsvorgangs ...34

4.1 Allgemeine Einführung in die Modellierung ...34

4.2 Berechnung des Ausbrands...37

4.3 Abschätzung der CO- und UHC-Emissionen ...43

4.4 Ermittlung der Stickoxidemissionen ...44

4.5 Validierung des Verbrennungsmodells...50

5 Modellanwendung: Erstellung von Emissionskennfeldern ...54

5.1 Thermodynamisches Triebwerksmodell...54

5.2 Beispiel-Triebwerksauslegung ...55

5.3 Auslegungsstudie ...56

6 Funktionale Erweiterung des Modells ...58

6.1 Modellerweiterung zur Behandlung gestufter Brennkammern...58

6.2 Berücksichtigung der Betriebsanforderungen ...59

6.3 Rußentstehung ...64

6.4 Verfahren zur Auslegungsoptimierung ...64

7 Ergebnisdarstellung und Diskussion...68

7.1 Optimierungsergebnis für die Auslegung der gestuften Brennkammer...68

7.2 Einfluß der Auslegungsbeschränkungen und Optimierungsvorgaben ...87

7.3 Minimierung der Stickoxidproduktion im Reiseflug ...90

8 Schlußfolgerungen ...94

Anhang A ...95

Anhang B ...96

Anhang C ...97

Literaturverzeichnis ...98

Liste weiterer Veröffentlichungen...105

Abkürzungsverzeichnis

α - Brennstoff-Luft-Verhältnis Γ - Ziel- oder Optimierungsfunktion γ - Wichtungsfaktor η - Wirkungsgrad λ - Nebenstromverhältnis, - Wärmeleitfähigkeit (Kap. 4.2) W/(m K) µBS - Brennstoffaufteilung νij - stöchiometrische Umsatzzahl Π - Gesamtdruckverhältnis ρ - Dichte kg/m3 σ - Standardabweichung τ - Aufenthaltszeit s Φ - Äquivalenzverhältnis Φ _{- mittleres} Primärzonenäquivalenzverhält-nis

ϕ - Volumenanteil einer Brennkammerzone χ - Massenstromanteil einer

Brennkammerzo-ne

ΨBS - Stufungsparameter kg/(s Pa0,9)

ΨSi - Zündparameter kg/(s m3 Pa1,3)

A - Querschnittsfläche m2

AP - Auslegungspunkt

ASC - Axially Staged Combustor BS - Brennstoff

c - Konzentration mol/cm3

CAS - Calibrated Air Speed m/s

CFD - Computational Fluid Dynamics

CO - Kohlenmonoxid

cp - spezifische Wärmekapazität J/kgK

CTM - Characteristic Time Model

D - Konstante

d - Diffusionskoeffizient m2/s

Dp - Emissionssumme lt. ICAO g

DAC - Double Annular Combustor Dam1 - Damköhlerzahl

DLR - Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt

E - Aktivierungsenergie J/mol

E3 _{- Energy Efficent Engine Program}

ECCP- Experimental Clean Combustor Program

EI - Schadstoff-Emissionsindex g/kgBS

EPR - Engine Pressure Ratio P5/P2

F - Schub kN

FADEC-Full Authority Digital Enging Control g - Bewertungsfunktion für Schadstoff-EI GE - General Electric H - Häufigkeitsfaktor - spezifische Enthalpie J/kg - Höhe m HSt - Hauptstufe Hu - unterer Heizwert J/kg

ICAO - International Civil Aviation Organization ISA - Internationale Standardatmosphäre Kts - Knots, Knoten

kR - Reaktionskonstante

L - charakteristische Länge m

M - molare Masse kg/mol

&m - Massendurchsatz kg/s

NNDR,red - reduzierte Niederdruckrotor-Drehzahl

NNDR/√T2

NOx - Stickstoffmonoxid + Stickstoffdioxid

P - Druck Pa

PLA - Power Lever Angle, Schubhebelstellung PRTP - Pollution Reduction Technology Program PSt - Pilotstufe

PZ - Primärzone P&W - Pratt & Whitney

Q - spezifische Wärme J/kg

QCSEE - Quiet Clean Short-haul Experimental Engine Program

R - Spezielle Gaskonstante J/(kg K)

ℜ - Universelle Gaskonstante J/(mol K) r - Reaktionsgeschw. (Kap.4) mol/(cm3 s)

- Raumanteil (Kap.4.4)

S - Mischungsparameter

SLS - Sea Level Static = Bodenstandfall SMD - mittlerer Tröpfchendurchmesser µm

T - Temperatur K

T.O. - Take Off, Start

Tmb - mittlere Destillationstemperatur K

U - Geschwindigkeit m/s

UHC - unverbrannte Kohlenwasserstoffe

V - Brennraumvolumen m3 W - Wärmequellenstärke J/mol X - Massenanteil ZP - Zerstäubungsparameter m/K Indizes Φ - entsprechend aktuellem Φ Φ=1 - stöchiometrisch

0 - Referenzwert zur Ermittlung mittl. cp’s

00 - Nennwert 2 - Verdichtereintritt 3 - Brennkammereintritt 5 - Turbinenaustritt A - Ausbrand ad - adiabat akt - aktuell Aufb - Aufbereitung BS - Brennstoff CO - Kohlenmonoxid Dam - Damköhler Diss - Dissoziation ges - gesamt i - Stoff i j - Zählindex L - Luft m - Mittelwert max - maximal mb - midboiling NDR - Niederdruckrotor NO - Stickstoffmonoxid PZ - Primärzone ref - Referenz res - Aufenthalt RG - Rauchgas z - aktuelle Brennkammerzone ZP - Zerstäubungsparameter zu - zugeführt

Abbildungs- und Tabellenverzeichnis

Abbildungsverzeichnis

Abbildung 1.2-1 Emissionscharakteristik konventioneller Brennkammern (schematisch)..14

Abbildung 1.2-2 Emissionscharakteristik konventioneller Brennkammern am Beispiel der Meßergebnisse zur Zulassung nach ICAO-Richtlinien (ICAO 1993) ...15

Abbildung 2.1-1 Bauformen gestufter Brennkammern ...18

Abbildung 2.1-2 Modifikation des Brennstoffsystems und untersuchter Bereich der Brennstoffaufteilungen für das innerhalb des „Experimental Clean Combustor Program“ untersuchte Double Annular Combustor-Konzept des CF6-50-Triebwerks ...19

Abbildung 2.1-3 Modifikation des Double Annular Combustor-Konzepts für das CF6-50-Triebwerk innerhalb des „Quiet Clean Short-Haul Experimental Engine“-Programms und untersuchte Brennstoff-Aufteilungen...20

Abbildung 2.1-4 Axially Staged Combustor-Entwurf von Pratt & Whitney ...22

Abbildung 2.1-5 Ausbrand- und NOx-Charakteristik des Axially Staged Combustor-Entwurfs im V2500-A5 ...23

Abbildung 2.1-6 Auslegung des Double Annular Combustor für das CFM56-5B-Triebwerk ...24

Abbildung 2.1-7 Auslegung des Double Annular Combustor für das Triebwerk GE90 ...24

Abbildung 2.1-8 Stufungslogik für den CFM56-5B Double Annular Combustor...25

Abbildung 2.1-9 Vergleich der NOx-Emissionen gestufte - ungestufte Brennkammern (ICAO 1993/2+Ergänzungen) ...26

Abbildung 2.1-10 Modifikation der gestuften Brennkammer von BMW Rolls-Royce...26

Abbildung 4.1-1 Modellierung der Brennkammergeometrie ...34

Abbildung 4.1-2 Charakteristische Verbrennungstemperaturen bei typischen Brennkammerbedingungen...35

Abbildung 4.2-1 Verbrennungstemperaturen über Äquivalenzverhältnis für typische Brennkammerbedingungen...37

Abbildung 4.2-2 Schema der Ausbrandberechnung für Modellierung in drei Zonen...43

Abbildung 4.3-1 Brennkammertypische Abhängigkeit der Emissionen von Kohlenmonoxid und unverbrannten Kohlenwasserstoffen...44

Abbildung 4.4-1 Stickoxid-Gleichgewichtskonzentration: Vergleich der Näherung mit der exakten Lösung nach dem Gleichgewichtsprogram Equilibrium (Pratt/Pratt 1984, Pratt/Heiser 1994)...46

Abbildung 4.4-2 Einfluß der Feuchtekorrektur auf die Korrelationsgüte ...48

Abbildung 4.4-3 Häufigkeitsverteilung für T=750K, P=10bar,

_Φ

=0,9, _{σ=0,3 ...49}

Abbildung 4.5-1 Ergebnisse der Ausbrandberechnung Vergleich Meßwerte -Berechnungsergebnisse ...51

Abbildung 4.5-2 Ausbrandberechnung für Triebwerke mit Druckzerstäubern ...52

Abbildung 4.5-3 Vergleich berechneter/gemessener EI CO/UHC für CFM56...53

Abbildung 5.2-1 Angenommener Flugbereich für Beispiel-Triebwerksauslegung...55

Abbildung 5.3-1 Ausbrandcharakteristik für Beispiel-Brennkammerentwurf in Abhängigkeit von der Triebwerksauslegung ...56

Abbildung 5.3-2 NOx-Charakteristik für Beispiel-Brennkammerentwurf in Abhängigkeit von der Triebwerksauslegung...57

Abbildung 6.1-1 Modellierung der Geometrie gestufter Brennkammern...58

Abbildung 6.2-1 Flammenstabilitätskriterium nach Mattingly 1996...61

Abbildung 6.2-2 Stabilitätsbereich im relevanten _{Φ-Bereich ...62}

Abbildung 6.4-1 Bewertungsschema für Brennkammerauslegungen...65

Abbildung 6.4-2 Optimierungsschema...67

Abbildung 7.1-1 Optimierte Brennkammerauslegung...69

Abbildung 7.1-2 Sensibilität des Optimierungsergebnisses _{Γ gegenüber der Variation der} Auslegungsparameter...70

Abbildung 7.1-3 Einfluß der Primärzonengestaltung der Hauptstufe auf das Optimierungsergebnis...71

Abbildung 7.1-4 Einfluß der Primärzonengestaltung der Pilotstufe auf das

Optimierungsergebnis...72

Abbildung 7.1-5 Stabilitätsdiagramm für Brennkammerauslegung entsprechend Abbildung 7.1-1 ...73

Abbildung 7.1-6 Stabilitätsdiagramm - schematisch...74

Abbildung 7.1-7 Einfluß der _µBS-Variation auf Ausbrand und Stickoxidemissionen im Approach- und Take Off-Lastfall (ISA SLS)...76

Abbildung 7.1-8 Emissionscharakteristik für Reiseflugbetrieb...76

Abbildung 7.1-9 Ausbrand- und NOx-Charakteristiken für Bodenstand- und Reisefall (ISA-Normbedingungen) ...79

Abbildung 7.1-10 Stöchiometrieverhältnisse entlang der Arbeitslinie im Bodenstandfall (ISA-Normbedingungen) ...79

Abbildung 7.1-11 Einfluß von Brennkammereintrittsdruck und Umgebungstemperatur auf den erreichbaren Ausbrand ...80

Abbildung 7.1-12 Einfluß der Regelgesetz-Korrektur auf den Ausbrand ...81

Abbildung 7.1-13 Einfluß der Regelgesetz-Korrektur auf die Stickoxidemissionen ...81

Abbildung 7.1-14 Regelkennlinie mit Korrekturen ...82

Abbildung 7.1-15 Kennfeld der Brennstoffaufteilung für Maximalschub ...83

Abbildung 7.1-16 Regelung der Brennstoffaufteilung bei Laständerung ...84

Abbildung 7.1-17 Hysterese im Stufungsvorgang bei tiefen Temperaturen...85

Abbildung 7.1-18 Ausbrand- und NOx-Emissionen über den Lastbereich im Vergleich zu den Referenzmustern ...86

Abbildung 7.2-1 Vergleich der Brennkammercharakteristik bei 30%- und 45%-Stufung ...88

Abbildung 7.2-2 Alternative CO-UHC-Charakteristik...89

Abbildung 7.3-1 Bewertungsfunktion für Stickoxidemissionen im Reiseflug...90

Abbildung 7.3-2 Veränderung der Volumenverteilung im Vergleich zur Auslegung von Kapitel 7.1...92

Abbildung 7.3-3 Vergleich der Arbeitsbereiche der Entwürfe nach den Kapiteln 7.1 und 7.3 ...93

Tabellenverzeichnis

Tabelle 2.1-1 Ausbrandwerte gestufter General Electric-Triebwerke nach ICAO-Datenbank (ICAO 1993/2 + Ergänzungen) ...25

Tabelle 3.2-1 Obergrenzen für gasförmige Emissionen von Strahltriebwerken für Unterschallflugzeuge, Schub > 26,7 Kilonewton ...32

Tabelle 4.5-1 Datenquellen zur Modellvalidierung ...50

Tabelle 5.2-1 Brennkammerauslegung zur exemplarischen Kennfelderstellung ...56

Tabelle 6.1-1 Normierung der Auslegungs-Freiheitsgrade...59

Tabelle 6.2-1 Einfluß des Grenz-Wirkungsgrads auf das Brennraumvolumen ...62

Tabelle 7.1-1 Anforderungen an die Brennkammerauslegung ...69

Tabelle 7.1-2 Anforderungen an Brennkammerauslegung und Brennstoffaufteilung ...69

Tabelle 7.1-3 Optimierte Brennstoffaufteilung für den Bodenstandfall ...70

Tabelle 7.1-4 T3-Korrektur des Stufungspunktes ...73

Tabelle 7.1-5 Variationsbereich der Brennkammercharakteristik ...75

Tabelle 7.1-6 Zusammenfassung des Variationsbereiches für Ausbrand-NOx- Charakteristik (Referenz: Brennstoff-Aufteilung für min. NOx) ...75

Tabelle 7.1-7 Regelgesetz zur Realisierung niedrigster Stickoxidemissionen ...78

Tabelle 7.1-8 P3•T2-Korrektur für die Brennstoffaufteilung...80

Tabelle 7.1-9 Hysterese im Stufungsvorgang bei tiefen Temperaturen...84

Tabelle 7.1-10 Hysterese für Korrektur der Brennstoffaufteilung nach Kapitel 7.1.5 ...85

Tabelle 7.3-1 Hinsichtlich NOx-Minderung im Reiseflug optimierte Brennkammergeometrie91 Tabelle 7.3-2 Optimierte Brennstoffaufteilung für den Reisefall ...91

Tabelle 7.3-3 Variationsbereich der Schadstoffcharakteristik...92

Einleitung

1 Einleitung

Mit dem stetigen Wachstum des Luftverkehrsanteils am Transportaufkommen in den zurück-liegenden Jahrzehnten ist die damit verbundene Umweltproblematik in das Bewußtsein der Menschen gerückt. Anfänglich stand die Luftqualität der in dichter Folge frequentierten Flug-hafengebiete im Vordergrund, wie aus den in jener Zeit begründeten ICAO-Emissions-grenzwerten (ICAO 1982) hervorgeht. Heute begreift man die Auswirkungen des Luftver-kehrs im globalen Zusammenhang, da der Ausstoß zu einem großen Anteil in Flughöhen von 10 bis 12 km erfolgt. Dort ist der Flugverkehr z.T. die einzige Quelle für die relevanten Stoffe bei geringer Hintergrundkonzentration. Aufgrund meteorologischer, physikalischer und che-mischer Gegebenheiten in diesen Regionen kann das Schadenspotential teilweise erheblich höher liegen als für vergleichbare Emissionen am Erdboden. Da die Wirkungsmechanismen der emittierten Stoffe aus einer Reihe komplizierter Teilprozesse bestehen und in stark nicht-linearer Weise von etlichen Einflußfaktoren abhängen, gibt es bis heute keine geschlossene Vorstellung von den Wirkungen dieser Stoffe. Die Auffassungen gehen z.T. weit auseinander und die vorliegenden Erkenntnisse sind keinesfalls endgültig. Da bestimmte Stoffe sehr langlebig sind und damit ihre potentielle Wirkung erst nach vieljähriger „Inkubationsphase“ spürbar wird, gilt es nach dem Vorsorgeprinzip zu handeln: heute vermeiden, was morgen schaden kann.

Initiativen gibt es auf allen Ebenen: jegliche Verbesserung der Leistungsgrößen des Gesamt-systems Flugzeug bringt eine Effizienzsteigerung und damit eine Verbrauchsminderung, sei es auf dem Gebiet der Aerodynamik, der Konstruktion, der Werkstoffe etc. Auch gibt es Überlegungen zum umweltentlastenden Einsatz des Flugzeugs, sprich: Wahl der Flugroute und des Flugprofils nach ökologischen Gesichtspunkten. Zukünftige Flugführungs- und Flug-sicherungskonzepte können ebenso einen Beitrag leisten. Der direkte und damit effektivste Weg zur Emissionsminderung ist und bleibt allerdings die zweckmäßige Beeinflussung des Verbrennungsvorganges in der Brennkammer eines Triebwerks, an dem Ort also, an wel-chem die Schadstoffe entstehen. Welche das vor allem sind und welche Wirkungen sie ha-ben, darauf soll im folgenden kurz eingegangen werden.

1.1 Die relevanten Schadstoffe und ihre Wirkungen

Produkte der vollständigen Verbrennung

Die Verbrennung von Kerosin als einem Gemisch langkettiger Kohlenwasserstoffe, C12H26 sei hier als Modellbrennstoff benutzt, erfolgt nach folgender Brutto-Reaktionsgleichung:

C H

_{12 26}

+

18 5

,

O

₂

⇔

12

CO

₂

+

13

H O

_{2 (1.1-1)} Dies bedeutet, daß unabhängig von der Verbrennungsführung bei der Oxidation von 1 kg Kerosin ca. 3,1 kg Kohlendioxid und 1,38 kg Wasser in Dampfform entstehen. Nun ist Koh-lendioxid CO2 bekanntermaßen ein Gas, dessen Wirkung auf den Strahlungshaushalt der Erde etwa 50 Prozent des zusätzlichen Treibhauseffekts ausmacht. Da ca. neun Zehntel des Weltenergieverbrauchs aus der Verbrennung fossiler Brennstoffe gedeckt werden, die nach einer vergleichbaren Reaktion wie die der Kerosinverbrennung (1.1-1) abläuft, werden gi-gantische Mengen CO2 in die Atmosphäre ausgestoßen: ca. 22 Mrd. Tonnen jährlich, Ten-denz steigend (BMU 1998). Auf Grund verhältnismäßig langsamer Abbaumechanismen (Lö-sung in den Ozeanen, photolytischer Zerfall, Photosynthese der Pflanzen) ergibt sich eine lange Verweilzeit des Gases (über einhundert Jahre sind charakteristisch), die zu einer Gleichverteilung in der Atmosphäre führt. Durch den somit vorhandenen Akkumulationseffekt ist der CO2-Gehalt von 280 ppm in der vorindustriellen Phase auf gegenwärtig über 350 ppm angestiegen. Werden keine wirksamen Gegenmaßnahmen ergriffen und setzt sich dieser Trend fort, könnte sich die mittlere Temperatur auf der Erdoberfläche nach Prognosen

ver-schiedener Klimamodelle in den nächsten 50 Jahren um 1,5 bis 3,5°C -bezogen auf den vor-industriellen Normwert- erhöhen, mit deutlichen Auswirkungen auf das Weltklima

(Greenpe-ace 1991). Über ein Fünftel der emittierten Kohlendioxid-Menge entfallen auf den

Verkehrs-sektor (mit dem Hauptverursacher motorisierter Individualverkehr), davon etwa 10% auf den zivilen Luftverkehr. Damit ist der Anteil der Luftfahrt relativ gering, mit insgesamt ca. 500 Mio. Tonnen/Jahr ist die aus der Luftfahrt resultierende Absolutmenge bei weitem jedoch nicht zu vernachlässigen. Allerdings hat der Eintragsort als Spezifik des Luftverkehrs beim Kohlendi-oxid aufgrund erwähnter Verteilungsmechanismen keine besondere Bedeutung.

Dies ist beim emittierten Wasser anders, das wegen der hohen Abgastemperaturen von mehreren hundert Grad Celsius in Dampfform ausgestoßen wird. Seine chemische Wirkung auf die Atmosphäre ist vernachlässigbar (Modellrechnungen haben ergeben, daß selbst die Steigerung des Wasserdampfeintrags um zwei Größenordnungen von vernachlässigbarem Einfluß sind (Ponater et al. 1997)), nicht aber seine physikalische Wirkung. Erfolgt der Ein-trag in gemäßigten Flughöhen, die durch das Vorhandensein von Wettererscheinungen und nicht allzu tiefen Temperaturen gekennzeichnet sind, bilden die zu Eiskristallen gefrierenden Partikeln Kondensationskeime. Sie können zur Bildung großer geschlossener Eis-Cirrus-Wolken anregen, welche ganz offensichtlich viel mehr Wasser binden, als ursprünglich von den Triebwerken emittiert wurde. In trockener Umgebung dagegen lösen sich die Kondens-streifen relativ schnell wieder auf. Bei Temperaturen über ca. -40°C, abhängig von Umge-bungsdruck und -feuchte, kommt es erst gar nicht zur Bildung von Kondensstreifen. Beim Flug in größeren Höhen, damit tieferen Umgebungstemperaturen und trockenerer Luft, bil-den sich Konbil-densstreifen, die unter gewissen Bedingungen sehr langlebig sind. Auch die Gegebenheiten im Abgasstrahl des Triebwerks haben einen Einfluß auf die Wirkungen der Wasserdampfemission (Schumann 1996). Satellitenbeobachtungen haben ergeben, daß die Kondensstreifen in vielbeflogenen Regionen zu bestimmten Jahreszeiten die Bedeckung des Himmels mit Wolken um bis zu 2% steigern können (Bakan 1993). Welchen Einfluß dies auf den Wärmehaushalt der Erde letztendlich hat, hängt von einer Reihe noch nicht abschlie-ßend geklärter Faktoren ab. Modellrechnungen mit sehr komplexen Zirkulationsmodellen haben jüngst ergeben, daß bei einer derartigen Steigerung um 2% lediglich ein lokaler Ein-fluß auf die Temperaturverteilung festzustellen ist (Ponater et al. 1994).

Produkte der unvollständigen Verbrennung

Gleichung (1.1-1) gibt nur den Idealfall der chemischen Umsetzung bei der Kerosinverbren-nung an, der eintritt, wenn alle Reaktanden im stöchiometrischen Mischungsverhältnis vor-liegen und ausreichend Zeit zum Ausreagieren zur Verfügung steht. Unter realen Betriebs-bedingungen in Brennkammern kommt es infolge unvollständiger Brennstoffaufbereitung und Mischung zu Inhomogenitäten in der Gemischverteilung. In Bereichen mit Luftüberschuß bleibt Sauerstoff übrig, in Bereichen fetter Gemische nur unvollständig oder nicht oxidierter Brennstoff. Eine rasche Abkühlung, z.B. infolge Wandungsnähe oder weiterer Luftzufuhr kann eine Weiterreaktion unterbinden (quenching). Dies äußert sich im Vorhandensein von Kohlenmonoxid CO und unverbrannten Kohlenwasserstoffen (Unburned Hydrocarbons UHC) im Abgas. Dieser Effekt tritt um so stärker in Erscheinung, je ungünstiger die Bedingungen für die Verbrennungsreaktion sind. Dies ist insbesondere bei Teillast mit moderaten Drücken und Temperaturen der Fall. Desweiteren kann es in Regionen stöchiometrischer Verbren-nung zu Temperaturspitzen kommen, bei denen die Reaktionsprodukte Wasser und Kohlen-dioxid zu instabilen Radikalen und CO dissoziieren, die z.B. infolge von Quenching-Effekten nicht vollständig rekombinieren können.

Kohlenmonoxid hat eine schädigende Wirkung auf den Menschen, da es die Sauerstoffauf-nahme des Blutes behindert, wenn es in die Atemwege gelangt. Unverbrannte Kohlenwas-serstoffe, die größtenteils als Nicht-Methan-Kohlenwasserstoffe auftreten, können Atem-wegserkrankungen hervorrufen.

Einleitung

Nach gegenwärtigem Erkenntnisstand haben sowohl CO- als auch UHC-Emissionen in Rei-seflughöhe keine spürbaren Auswirkungen, da sie mengenmäßig viel zu gering sind

(Schu-mann 1997). Stärker ins Gewicht fallen sie in unmittelbarer Flughafennähe, da beim Betrieb

der Flugzeuge am Boden längere Leerlauf-Betriebszeiten auftreten. Aber auch hier ist die Schadstoffmenge vergleichsweise gering, so daß sie von den Auswirkungen des flughafen-spezifischen sonstigen Verkehrs dominiert wird. Dies äußert sich auch darin, daß die Luft in unmittelbarer Flugplatznähe meistens sauberer ist als im angrenzenden Ballungsraum, des-sen Verkehrsbedarf der Flughafen befriedigt.

Insbesondere in sehr fetten Brennkammerbereichen kommt es infolge Luftmangels zum Koagulieren unverbrannter Brennstoffbestandteile. Der so entstehende Ruß enthält zu über 90 % Kohlenstoff. Das Größenspektrum reicht von einigen Nano- bis zu einigen Mymetern. Partikel größer als ca. 300 nm entsprechen der Wellenlänge des sichtbaren Lichtes und sind damit optisch wahrnehmbar. Das kann die Beobachtung von Flugzeugen mit Triebwerken älterer Bauart eindrucksvoll belegen. Moderne Triebwerke stoßen aufgrund verbesserter Aufbereitung des Brennstoff-Luft-Gemisches insbesondere dank des Einsatzes moderner Luftzerstäuberdüsen in der Masse weniger, da kleinere, Partikeln aus. In der Anzahl sind es eher mehr. Dies ist nicht ohne Bedeutung, da nach jüngsten Erkenntnissen heterogene Re-aktionen, also Reaktionen an Oberflächen von Aerosolpartikeln, die als Kondensationskeime wirken und einen katalytischen Einfluß ausüben können, an Bedeutung gewinnen. Dass der vom Luftverkehr verursachte Beitrag zum Partikeleintrag nicht unerheblich ist, zeigt folgende Gegenüberstellung der Anteile der für den oberen Atmosphärenbereich relevanten Partikel-quellen:

• Eine Abschätzung des Beitrages aus dem Luftverkehr ergibt bei einem angenomme-nen jährlichen Welt-Kerosinverbrauch von ca. 180 Mill. t und einem Emissionsindex für Ruß von 0,05 g/kg Brennstoff (Schumann 1997) eine Absolutmenge Ruß von 9000 t je Jahr, von der ein Teil natürlich auch in unteren Atmosphärenschichten emittiert wird. • Als weitere anthropogene Quelle von Partikeln in größeren Höhen kommt die

Raum-fahrt in Betracht. Durch den Treibstoffumsatz werden ca. 3700 t Aluminiumoxyd / Jahr freigesetzt (Stuhler / Frohn 1996

)

, dazu kommen schwer zu beziffernde Partikelmengen durch Erosions- und Ablationsvorgänge insbesondere an Wiedereintrittskörpern.

• An natürlichen Quellen gibt es einerseits den Eintrag des verdampfenden Meteoriten-staubs in die obere Atmosphäre. Dieser wird mit ca. 20000 t / Jahr abgeschätzt (Stuhler /

Frohn 1996

)

.

• Andererseits schleudern sporadisch Vulkanausbrüche gigantische Mengen an Ruß und Asche in die oberen Schichten der Atmosphäre. Als Beispiel sei hier der Ausbruch des Mount St. Helens genannt, bei dem im Mai 1980 etwa 540 Mio. Tonnen Asche in Höhen von bis zu 18 km ausgestoßen wurden (von denen ein großer Anteil wieder auf die Erde fielen). Nur die geringe Anzahl derartiger Ereignisse begrenzt den Einfluß, den sie auf die stratosphärischen Umwandlungsprozesse ausüben.

Diese Gegenüberstellung zeigt einen bedeutenden Anteil des Luftverkehrs. Es ist nicht aus-zuschließen, daß der Ozonabbau an Ruß aus dem Luftverkehr einen signifikanten Anteil am Ozonabbau in der unteren Stratosphäre ausmacht. Eine Reihe von Untersuchungen laufen zu diesem Problem z.Zt. weltweit.

Produkte von Nebenreaktionen

Unter Einschluß der relevanten Sekundärreaktionen, bei denen bestimmte Komponenten der Luft / des Brennstoffs neben der eigentlichen Brennstoffsumsetzung in der Brennkammer miteinander reagieren, läßt sich (1.1-1) schematisch schreiben:

C H

O

N

S

CO

H O

N

O

CO UHC C

NO

_x

SO

_x 12 26 2 2 2 2 2 2

+

+

+ ⇔

+

+

+

+

+

+

+

+

(1.1-2)

Als weitere Komponenten entstehen also noch Stick- und Schwefeloxide in relevantem Um-fang.

Einen zentralen Platz in der Diskussion um die Umweltwirkungen des Luftverkehrs nimmt die Rolle der Stickoxidemissionen ein (als NOx werden NO und NO2 zusammengefaßt). Sie ste-hen im Verdacht, in gewissem Umfang an allen bekannten globalen Umweltproblemen betei-ligt zu sein: sowohl einen Beitrag zur Entstehung des Ozonlochs und des sauren Regens sowie zum Photosmog und damit zum Treibhauseffekt zu leisten.

Besonders zur Zeit der Ölkrise Anfang der 70er Jahre wurde in dem Bemühen, die Triebwer-ke wirtschaftlicher zu machen, die Brennkammergestaltung hinsichtlich einer effizienten Ke-rosinverbrennung optimiert. Lange Verweilzeiten des Gases bei hohen Temperaturen (nahe-stöchiometrische Gemische) sorgen in den Hauptlastpunkten für nahezu vollständigen Brennstoffumsatz. Diese Verbrennungsbedingungen fördern andererseits auch die Oxidation des Haupt-Luftbestandteils Stickstoff. Die Steigerung von Verdichterdruckverhältnis und Tur-bineneintrittstemperatur zur Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades verstärken die-se Tendenz zur NOx-Bildung. Dabei sind verschiedene Reaktionspfade zur NOx-Entstehung zu unterscheiden. In Flugtriebwerks-Brennkammern mit Diffusionsverbrennung ist vor allem die Entstehung thermischer Stickoxide von Bedeutung. Auf deren Entstehung nach dem so-genannten Zeldovich-Kettenmechanismus wird in Kapitel 4.4 näher eingegangen. Einen re-lativ geringen Beitrag zur NOx-Bildung leistet der Prompt-NO-Mechanismus. Er gewinnt aber in dem Maße an Bedeutung, wie es gelingt, die Bildung thermischer Stickoxide zu unterdrük-ken. Die Benennung deutet darauf hin: im Gegensatz zu thermischem NO findet man Prompt-NO bereits in fetten, relativ kalten Flammzonen, in denen der Brennstoffumsatz noch nicht abgeschlossen ist. Hier verbindet sich der Stickstoff mit verschiedenen Zerfallsproduk-ten des Kerosins unter Bildung von HCN-Molekülen. Am Ende einer Reaktionskette wird NO gebildet. Ebenso wie die Entstehung von „Prompt-NO“ tritt der N2O-Mechanismus bei brenn-stoffarmer Vormischverbrennung in den Vordergrund, im Gegensatz zu vorgenannter aller-dings vornehmlich bei hohen Drücken (Nicol et al. 1994, Nicol et al. 1993, Steele et al. 1995). Dabei kommt es zunächst zur Bildung von Lachgas (N2O), das schließlich durch die Reakti-on mit freien Radikalen zu NO reduziert wird. Letztlich wird auch der in geringen Massenan-teilen im Brennstoff enthaltene Stickstoff oxidiert. Bei der Zusammensetzung heute ge-bräuchlichen Kerosins stellt dies eine NOx-Quelle untergeordneter Größenordnung dar, Auf-merksamkeit muß dieser Erscheinung bei Verwendung von Brennstoffen minderer Qualität geschenkt werden.

Die Stickoxide haben ein Reaktionspotential mit einer bzw. eine Katalysatorwirkung auf eine Reihe in der Umgebungsluft enthaltener Spurenstoffe. Die tatsächliche chemische Umset-zung hängt in stark nichtlinerarer Weise von der Konzentration der beteiligten Stoffe und weiteren Umgebungsbedingungen wie Temperatur und Intensität der Sonneneinstrahlung ab. Die Lebensdauer der Stickoxide richtet sich danach, ob sie in der Troposphäre emittiert werden, wo nach Umwandlung in lösliche Komponenten innerhalb weniger Tage durch das Wettergeschehen ein Auswaschen erfolgen kann (womit ein - wenn auch nicht

Einleitung

Teil zum „sauren Regen“ beigetragen wird) oder ob der Ausstoß in Stratosphärenschichten erfolgt. Infolge geringer vertikaler Austauschbewegungen bleiben die Stickoxide dort nach Umwandlung in Reservoirgase wie HNO3 z.T. über Jahre mit ihrem Reaktionsvermögen er-halten.

Aus den genannten Gründen ist die räumliche und zeitliche Verteilung der Stickoxidemissio-nen für ihre Wirkung entscheidend. Um die Folgen des luftverkehrsverursachten NOx -Ausstoßes abzuschätzen, ist die Klärung folgender Fragen von zentraler Bedeutung:

1. welche Mengen an NOx werden an welchem Ort emittiert (Erstellung eines Emissionska-tasters)

2. welche Auswirkung hat das auf die lokale NOx-Konzentration in der Atmosphäre 3. welche Reaktionen werden dadurch unter welchen Nebenbedingungen initiiert

4. welche Auswirkungen ergeben sich daraus insbesondere hinsichtlich der Ozonverteilung in der Atmosphäre.

Ergebnisse jüngst durchgeführter umfangreicher Untersuchungen, die Programme AE-RONOX (Schumann 1995), POLINAT und „Schadstoffe in der Luftfahrt“ seien hier genannt, ergeben folgendes Bild:

als für die oberen Atmosphärenschichten relevante NOx-Quellen müssen neben der Luftfahrt die Bodenquellen (aus Industrie und Verkehr, Verbrennung von Biomasse, Produktion von Bodenmikroben), die Stratosphärenchemie und die NOx-Produktion aus Blitzen angesehen werden. Die jährliche Stickoxidproduktion aus dem weltweiten Luftverkehr wird mit 2,5 bis 3 Mill. Tonnen NO2 beziffert. Dies sind etwa 3 % des gesamten anthropogen erzeugten NOx. Ein beträchtlicher Teil davon (über 90 %) konzentriert sich auf die nördliche Hemisphäre, insbesondere Europa, Nordamerika und die nordatlantischen Flugkorridore. Etwa zwei Drittel davon entfallen auf Höhen von 11 bis 13 km. Während in den südlichen Breiten insbesonde-re im Nordwinter die NOx-Erzeugung aus Blitzen die anderen Quellen dominiert (die Luftfahrt trägt 10-15% bei), wird in o.g. nördlichen Gebieten mit hoher Luftverkehrsdichte im Jahres-mittel etwa die Hälfte der NOx-Erzeugung der Luftfahrt zugeschrieben (Köhler et al., 1997). Dabei ist der Anteil im Sommer mit ca. 24% gering gegenüber etwa 65 % (regional bis 80%) in Wintermonaten. Das bedeutet, daß es lokal zu einer Verdopplung der Stickoxidkonzentra-tion durch den Luftverkehr kommt. Fast 50 % der Emissionen erfolgen dabei oberhalb der hier tieferliegenden Tropopause.

An der Erdoberfläche und in geringen Höhen führen Stickoxide bei geringer O3 -Hintergrundkonzentration über Photosmog-Reaktionen zur Bildung von Ozon, das schädi-gende Wirkung auf den Menschen hat. Mit steischädi-gender Höhe nimmt die Konzentration des Ozons in der Luft zu. Dabei erhöht sich mit abnehmender Temperatur die ozonabbauende Wirkung der Stickoxide durch photochemische Prozesse. In einer gewissen Höhe, deren genaue Lage von verschiedenen Faktoren abhängig und daher Schwankungen unterworfen ist, heben sich die ozonerzeugende und die ozonzerstörende Wirkung der Stickoxide gerade auf. Dieser Übergang fällt mit der Tropopausenhöhe und damit auch der Hauptflughöhe im Unterschall-Luftverkehr recht gut zusammen. Daher werden die Auswirkungen des Flugver-kehrs auf den Ozonhaushalt heute als weit weniger gravierend eingeschätzt als noch vor Jahren. Lediglich in den Haupt-Flugkorridoren in Reiseflughöhe wird ein lokaler Anstieg der O3-Konzentration von bis zu 10% berechnet (Schumann 1997/2), der weit unterhalb der na-türlichen Schwankungsbreite des Ozongehalts liegt. Durch den stabilen Aufbau der Strato-sphärenschichtung wird ein Beitrag zum Aufreißen der vor der schädlichen UV-B-Strahlung schützenden Ozonhülle („Ozonloch“) in ca. 20-25 km Höhe durch den Luftverkehr allerdings praktisch ausgeschlossen. Das Gesagte kann für einen möglichen Überschallverkehr aller-dings nicht zutreffen, da dieser aus ökonomischen Gründen in eben dieser sensiblen Höhe stattfindet. Zu dessen Realisierung müssen erhebliche Anstrengungen unternommen wer-den, um Auswirkungen auf die Ozonschicht zu vermeiden.

Nach der Spezifikation für Flugtreibstoffe darf dieser bis zu 0,3% Schwefel enthalten

Brenn-stoff oxidiert wird. Bei dem in Deutschland verwendeten Kerosin beträgt der Schwefelgehalt im Mittel ca. 0,05% (BMU 1998), so daß nur ein Sechstel der genannten SO2-Menge freige-setzt werden kann. Ein Teil dieses Schwefeloxids wird im Abgasstrahl zu Schwefelsäure H2SO4 umgewandelt. Diese Oxidationsprodukte des Schwefels bilden analog zu den Rußbe-standteilen im Abgas Partikeln, an denen heterogene chemische Umwandlungsprozesse ablaufen können. Aufgrund der vergleichsweise geringen Menge an emittiertem SO2 und der technisch einfachen, wenn auch energieaufwendigen Reduzierungsmöglichkeit durch weite-re Entschwefelung des Bweite-rennstoffes, galt dem SO2 bislang kaum Aufmerksamkeit. Nach Er-gebnissen neuerer Untersuchungen stehen Schwefelverbindungen in dem Verdacht, passive Chlorverbindungen zu aktivieren, die ihrerseits Einfluß auf den Ozonkreislauf nehmen (Schumann 1996). Auch hier scheint das Einflußpotential eines möglichen Überschallver-kehrs besonders groß. Allerdings gilt es noch eine Reihe von Nebeneffekten und Rückkopp-lungen zu erforschen, ehe ein geschlossenes Bild von der Wirkung der Schwefelverbindun-gen auf die Chemie der Atmosphäre entstehen kann.

1.2 Innovative

Brennkammerkonzepte

Eine konsequent an der Verminderung des Schadstoffausstoßes orientierte Auslegung der Brennkammer wird erschwert durch den weiten Betriebsbereich, den ein Flugtriebwerk ab-zudecken hat. Dies gilt einerseits im Hinblick auf die einzustellende Triebwerks-Leistungsstufe. Während im Startfall die maximale Schuberzeugung an den Auslegungs-grenzen des Triebwerks gefordert ist, soll jegliche Rest-Leistungsumsetzung im Leerlauf möglichst verschwinden. Andererseits wird ein Flugtriebwerk unter den verschiedensten äu-ßeren Bedingungen betrieben: tiefe Temperaturen insbesondere beim Start an Kalttagen in den polaren Regionen, darüber hinaus noch sehr niedrige Drücke beim langsamen Flug in großer Höhe stehen Temperaturen von mehr als 60°C beim Start in heiß-trockenen Regio-nen gegenüber.

Abbildung 1.2-1 Emissionscharakteristik konventioneller Brennkammern (schematisch) Eine geeignete Stöchiometrieverteilung in der Brennkammer muß das Verlöschen der Flamme unter ungünstigsten Bedingungen ebenso verhindern wie es eine hohe Effizienz in den Hauptlaststufen (Reiseflug) sichern muß. Dies führt zum typischen Emissionsverhalten

Einleitung

konventioneller Brennkammern, wie es in Abbildung 1.2-1 und Abbildung 1.2-2 dargestellt ist: hohe Emissionen von CO und UHC im Teillastbereich stehen hohem NOx-Ausstoß bei Vollast gegenüber. Es gibt verschiedene Konzepte, Brennkammern ohne eine bei Hauptlast nahestöchiometrisch brennende Primärzone zu realisieren. Dazu zählen Fett-Mager-Verbrennung (RQL = rich burn-quick quench-lean burn), magere Fett-Mager-Verbrennung mit Vorvermi-schung/Vorverdampfung (LPP = lean premixed prevaporized) und katalytisch unterstützte Verbrennung. Ihnen allen ist gemein, daß sie in ihrer heutigen technologischen Entwicklung noch weit von der Serienreife entfernt sind, da es noch grundlegende entwurfsspezifische Problemstellungen zu lösen gilt.

Mit dem Konzept der gestuften Verbrennung gelingt es, den Verbrennungsablauf in der Brennkammer von Flugtriebwerken besser an die Forderungen der Emissionsreduzierung anzupassen. Durch die Aufteilung der Brennstoffmenge auf zwei getrennte Brennzonen läßt sich die die Schadstoffentstehung bestimmende Temperaturverteilung in der Brennkammer vom Lastzustand entkoppeln und in gewissem Umfang steuern. Ein umfassender Überblick über die Schadstoffproblematik von Gasturbinen und über Ansätze zur Emissionsminderung ist bei Wulff/Hourmouziadis 1997 gegeben.

Abbildung 1.2-2 Emissionscharakteristik konventioneller Brennkammern am Beispiel der Meßergebnisse zur Zulassung nach ICAO-Richtlinien (ICAO 1993)

1.3 Zielstellung der vorliegenden Arbeit

Die Aufgabenstellung für die vorliegende Arbeit besteht in der Formulierung von Auslegungs-richtlinien für gestufte Brennkammern und deren Brennstoff-Regelsysteme, mit deren Hilfe das im vorherigen Abschnitt genannte Ziel erreicht werden kann. Dazu bedarf es der Extrak-tion der das Emissionsverhalten der Brennkammern wesentlich bestimmenden Einflußpara-meter und der Beschreibung ihres Einwirkens auf den Verbrennungsprozeß. Durch deren sinnvolle Wahl ist der Zielstellung der optimalen Abstimmung auf die vorgegebenen Emissi-onsgrenzwerte Rechnung zu tragen.

Da die Funktionsweise einer gestuften Brennkammer mit Diffusionsverbrennung prinzipiell analog derer parallelgeschalteter Brennkammern konventioneller Bauart ist, ist es

ange-bracht, den Verbrennungsprozeß in einem analytisch-empirischen Ansatz entsprechend zu modellieren. Zum einen gestattet diese Vorgehensweise, bei vertretbarem numerischen Aufwand die wesentlichen Phänomene der Problematik zu berücksichtigen. Zum anderen bietet sich damit die Möglichkeit, das Verbrennungsmodell anhand von Versuchsergebnissen konventioneller Brennkammern (von denen aus der veröffentlichten Literatur keine allzu ge-naue Kenntnis der geometrischen und thermodynamischen Randbedingungen vorliegt) er-forderlichenfalls zu skalieren und zu validieren. Die Synthese von Verbrennungsmodellen unter Berücksichtigung der für die gestufte Brennkammer spezifischen Randbedingungen stellt die Grundlage für die Beurteilung des Ausbrand- und Emissionsverhaltens gestufter Brennkammern dar.

Neben der Verbrennungstechnologie liefert die Regelung einen ebenso wesentlichen Beitrag zur Reduktion der Schadstoffemissionen. Im Gegensatz zu den häufig noch im Einsatz be-findlichen hydromechanischen Brennstoff- und Regelsystemen, die insbesondere durch Einfachheit, damit verbunden aber auch durch Zuverlässigkeit auffallen, erlauben moderne digitale Triebwerksregler die Umsetzung komplexer Regelvorgänge. In Verbindung mit mo-derner, leistungsfähiger Sensorik bieten sie damit das Potential zur Steuerung der bei der gestuften Verbrennung zusätzlich zu verarbeitenden Freiheitsgrade Stufungspunkt (Zu-schaltpunkt der Hauptstufe) und Brennstoffaufteilung im gestuften Betrieb.

Bei der Steuerung von Stufungspunkt und Brennstoffaufteilung gilt es nicht nur Rücksicht auf Umweltbelange zu nehmen, vielmehr muß die Gesamtheit der betrieblichen Anforderungen an die Brennkammerkomponente des Triebwerks Berücksichtigung finden. Insbesondere hinsichtlich der Sicherheit und Zuverlässigkeit des Gesamtsystems im Betrieb verbieten sich Abstriche von selbst. Für die daraus resultierenden, sich z.T. widersprechenden Anforderun-gen gibt es heute kaum ErfahrunAnforderun-gen beim Betrieb von Brennkammern mit gestufter Ver-brennung. Bezüglich der Emissionen können sie durchaus einen optimalen Betrieb verhin-dern. So wird z.B. der Stufungspunkt außerhalb der Bereiche häufiger Lastwechsel gelegt, damit die Zuverlässigkeit nicht unter den häufigen Schaltvorgängen leidet.

Um die beim Auslegungsprozeß des Verbrennungssystems relevanten Anforderungen an die Betriebseigenschaften berücksichtigen zu können, müssen diese vollständig erfaßt und durch geeignete Kennwerte quantifiziert werden. Daraus sind Limits zur klaren Abgrenzung des Entwurfsspielraums für gestufte Brennkammern abzuleiten.

Unter Ausnutzung dieses Spielraums ist die Auslegung eines Verbrennungssystems bei-spielhaft an die Forderungen der Emissionsminderung anzupassen. Dazu müssen die rele-vanten Schadstoffe vergleichend bewertet und ein einheitliches Optimierungskriterium for-muliert werden. Ziel wird es zunächst sein, den derzeit gültigen gesetzlich festgeschriebenen Emissionsrichtwerten optimal Rechnung zu tragen, d.h. den Betrieb der Brennkammer im Hinblick auf den ICAO-LTO-Zyklus zu optimieren. Dabei ist zu berücksichtigen, daß eine enge Wechselbeziehung zwischen den optimierten Regelgesetzen und der geometrischen Auslegung der Brennkammer besteht. Das bedeutet, daß diese Aspekte im Komplex behan-delt werden müssen und sich aus der Ableitung von zweckmäßig gewählten Regelvorschrif-ten gleichzeitig Schlußfolgerungen für die Auslegung der Hardware-KomponenRegelvorschrif-ten ergeben müssen, für die diese Regelgesetze Gültigkeit besitzen.

Das Betriebsverhalten des auf diese Weise ausgelegten Systems ist umfassend unter Ein-schluß sämtlicher relevanter Einsatzweisen des Triebwerks zu untersuchen und darzustel-len. Zu diesem Zweck sind typische Missionsprofile von Flugzeugen im zivilen Einsatz aus-zuwerten.

Ein weiterer Schwerpunkt der Untersuchungen soll darin bestehen, herauszufinden, inwie-fern die Realisierung verschiedener Regelmodi in der Mannigfaltigkeit der möglichen Be-triebsbedingungen für die Zwecke der Emissionsminderung, aber auch der Verbesserung der Betriebseigenschaften der Brennkammer nutzbringend eingesetzt werden kann. Wie die

Einleitung

Zulassungswerte der ersten mit gestufter Brennkammer ausgestatteten Triebwerke zeigen

(ICAO 1993/2), wurden die erreichten Verbesserungen hinsichtlich der NOx-Emissionen mit erhöhten Ausbrandverlusten in einigen Betriebspunkten, respektive gestiegener CO- und UHC-Emissionen, erkauft. Gelingt es nicht, diesen Effekt durch eine verbesserte Auslegung auszugleichen, kann eine weiterentwickelte Regelung, die die Verarbeitung an bestimmte Gegebenheiten individuell angepaßter Regelvorschriften ermöglicht, Abhilfe schaffen. Die Einführung differenzierter Regelgesetze wird insbesondere auch vor dem Hintergrund in Be-tracht gezogen, daß die Auslegung der Brennkammer primär nach den Forderungen der ICAO-Zulassungsrichtwerte geschieht und damit auf den Boden-Stand-Betrieb unter Norm-bedingungen abgestimmt wird. Demgegenüber sind im Flugbetrieb, insbesondere bei von den Standardbedingungen abweichenden äußeren Gegebenheiten gänzlich veränderte Be-triebsbedingungen für die Brennkammer anzutreffen. Auch können sich in der typischen Ein-satzhöhe eines Triebwerks (Reiseflug) geänderte Anforderungen hinsichtlich der Emissi-onsminderung ergeben, so daß das auf die Erfüllung der ICAO-Vorschriften ausgelegte Re-gelgesetz durch einen angepaßten Regelalgorithmus ergänzt werden kann. Beispielsweise könnte sich die Einführung eines speziell auf die Verminderung von Stickoxidbildung ausge-legten Regelmodus’ für den Einsatz des Flugzeugs in Gebieten mit potentiellem Schadstoff-eintrag in die Stratosphäre als sinnvoll erweisen. Geeignete Regelmodi können des weiteren zur Erweiterung des Bereichs stabiler Verbrennung unter extrem ungünstigen äußeren Be-dingungen beitragen. Dieser Effekt würde zusätzlichen Spielraum bei der Auslegung der Brennkammer unter Wahrung der Flammenstabilität schaffen. Für derartige Überlegungen sind Aufwand und Nutzen gegeneinander abzuwägen und erforderlichenfalls Schlußfolge-rungen für die Auslegung des Regelsystems zu ziehen.

Schließlich ist zu untersuchen, inwieweit geänderte Emissionsvorschriften Einfluß auf die Gestaltung des Verbrennungssystems haben. Auf längere Sicht hin ist es nicht ausgeschlos-sen, daß auch die Hauptbetriebsphase des Triebwerks, nämlich der Reiseflug, Eingang in den Bewertungszyklus der ICAO finden wird, unter welchen Randbedingungen sei zunächst offengelassen. Durch Auswertung realistischer Flugprofile und deren Einarbeitung in die Op-timierungsalgorithmen ist exemplarisch zu untersuchen, wie stark derartige Szenarien die optimale Auslegung von Brennkammer und Regelsystem beeinflussen.

2 Quellenstudium

2.1 Entwicklung der gestuften Brennkammer

Gestufte Brennkammern werden in Gasturbinen heute in größerem Umfang eingesetzt, als weithin bekannt ist. Dieser Einsatz beschränkt sich allerdings bislang bis auf die bekannten Applikationen in Fluggasturbinen von General Electric auf bodengebundene Gasturbinenan-wendungen. Da diese Entwicklungen auf andere Arbeitsbedingungen zugeschnitten und deshalb nicht ohne weiteres auf Flugantriebsanwendungen übertragbar sind, beschränken sich die Betrachtungen hier auf Untersuchungen, die direkt auf Anwendungen im Luftfahrt-sektor zielen.

Die Anfänge der Entwicklung gestufter Brennkammern zum Einsatz in Flugantrieben gehen auf den Beginn der 70er Jahre zurück. Unter dem Druck der für Ende der 70er Jahre von der amerikanischen Environmental Protection Agency (EPA) angekündigten strengen Emissi-onsobergrenzen wurde in den USA von der NASA und den Firmen General Electric (GE) und Pratt & Whitney (P&W) das „Experimental Clean Combustor Program“ (ECCP) gestartet. Ziel war es, das Emissions-Reduktionspotential verschiedener technologischer Verbesserungen an Brennkammern zu ermitteln und geeignete Modifikationen hin zu einem anwendungsna-hen Standard zu entwickeln (Jones/Grobman 1973, Jones1973, Niedzwiecki/Jones 1974). Untersucht wurden u.a. verschiedene Konfigurationen gestufter Brennkammern.

Abbildung 2.1-1 Bauformen gestufter Brennkammern

Ein einfaches Beispiel für die Brennstoffstufung stellt die Umfangsstufung dar: entsprechend den aus der einzuspritzenden Brennstoffmenge resultierenden Anforderungen werden alle oder nur einzelne (Gruppen) aus den um den Umfang verteilten Einspritzdüsen mit Brenn-stoff beaufschlagt. So kann eine kleinere Anzahl von Brennern bei geringer zugemessener Gesamt-Kerosinmenge lokal begrenzt eine fettere Verbrennung gewährleisten, allerdings mit nachteiligen Folgen für die Temperaturverteilung am Brennkammeraustritt. Der umgekehrte Weg ist zwar aufwendiger, aber praktikabler: die doppelte Brenneranzahl sorgt im

Quellenstudium

bereich für eine bessere Brennstoffverteilung und -aufbereitung. Im Zusammenspiel mit örtli-chem Versatz (Trennung der Brennzonen) wird bei gemischtem Betrieb eine größere Luft-menge in die Verbrennung einbezogen, das Gemisch abgemagert. Die Brenner können da-bei seriell (in Reihe) oder auch axial, radial und/oder auf dem Umfang versetzt angeordnet sein (Abbildung 2.1-1).

Während im unteren Lastspektrum (bis etwa 30% des Maximalschubs) eine relativ große, allein befeuerte sogenannte Pilotstufe (PSt) durch vergleichsweise lange Aufenthaltszeiten für guten Brennstoffumsatz sorgt, wird oberhalb des Stufungspunktes die Hauptstufe (HSt) zugeschaltet. Diese entlastet die Pilotstufe und sichert bei dem dann vorliegenden höheren Druck- und Temperaturniveau durch ein kleineres Volumen kürzere Aufenthaltszeiten und damit geringere Stickoxidbildung.

Bei GE untersuchte man die radiale Stufung für das CF6-50-Triebwerk (Double Annular Combustor - DAC), bei P&W das Vorbix-Konzept als eine Art der seriellen Stufung für das Triebwerk JT9-D (Markowski/Lohmann 1975). Diese Brennkammern wurden bis zum Rig-aufbau entwickelt und getestet. Teilweise erfolgte die Erprobung geeigneter Konfigurationen in Demonstrator-Triebwerken.

Abbildung 2.1-2 Modifikation des Brennstoffsystems und untersuchter Bereich der Brennstoffaufteilungen für das innerhalb des „Experimental Clean Combustor Program“ untersuchte Double Annular Combustor-Konzept des CF6-50-Triebwerks

Die Hardware zeigte ein erhebliches Reduktionspotential hinsichtlich der Schadstoffemissio-nen (Niedzwiecki 1975, Roberts et al. 1976 und 1977). Ungelöst blieben operationelle Pro-bleme: die hydromechanischen Regler konnten keine geeignete Regelung der Brennstoff-aufteilung über den gesamten Betriebsbereich der Brennkammer gewährleisten. Für die Rig-und anschließenden Triebwerksversuche bei GE implementierte man lediglich in das beste-hende Brennstoff-Regelsystem vom CF6-50 ein Verteilerventil (schematische Darstellung Abbildung 2.1-2 oben).

Das Ventil wurde in Abhängigkeit vom Gesamt-Brennstoffdurchsatz gesteuert, so daß es nur für die Demonstration entlang der Arbeitslinie unter Bodenstandbedingungen geeignet war

(Gleason et al. 1976, Gleason/Bahr 1979). Damit war es nicht möglich, abweichende

Bedin-gungen (z.B. Reiseflugbetrieb) in der Regelung zu verarbeiten. Der untersuchte Regelbe-reich (Brennstoff-Aufteilung über dem Brennstoffdurchsatz entlang des ArbeitsbeRegelbe-reichs des Triebwerks) ist in Abbildung 2.1-2 unten dargestellt.

Die Auslegung des DAC des CF6-Triebwerks wurde innerhalb des „Quiet Clean Short-Haul Experimental Engine (QCSEE)“-Programms (1974-1979, NASA und GE) für den Einsatz in Triebwerken niedrigerer Schubklassen modifiziert (Abbildung 2.1-3) und getestet. Hier wurde der Einfluß der Brennstoffaufteilung auf das Emissionsverhalten an den LTO-Lastpunkten systematisch untersucht, insbesondere im Niedriglastbereich. Auch der gestufte Reiseflug-betrieb wurde simuliert. Die besondere Bedeutung des in den ICAO-Vorschriften definierten Approach-Lastpunktes wurde deutlich: ungestuft gefahren wurde das NO-Limit gestreift, bei gestuftem Betrieb wurden die CO- und UHC-Zielvorgaben nicht eingehalten (Bahr et al.

1979).

Abbildung 2.1-3 Modifikation des Double Annular Combustor-Konzepts für das CF6-50-Triebwerk innerhalb des „Quiet Clean Short-Haul Experimental Engi-ne“-Programms und untersuchte Brennstoff-Aufteilungen

Im Rahmen des ebenfalls von der NASA und Flugtriebwerks-Herstellern durchgeführten „Pollution Reduction Technology Program“ (PRTP) wurden gestufte Brennkammern für wei-tere Anwendungen entwickelt und erprobt: für das Turboprop-Muster T56 (Verdouw 1976), kleinere Flugtriebwerke (Bruce et al 1974, Fear 1976)und Rohr-Brennkammern (Roberts et

al. 1976/2). Auch hier konnte man das Problem angepaßter Brennstoffregelung nicht

zufrie-denstellend lösen und stellte die Weiterentwicklung aufgrund zu hohen Entwicklungsrisikos ein (Rudey 1975). All diesen Entwicklungen war gemein, daß die Modifikationen in brenn-stoffarmen Auslegungen sowohl für die Pilot- als auch für die Hauptzone gipfelten. Verschie-dene DAC-Konzepte von GE und das Vorbix-Konzept von P&W wurden auch im Rahmen von Brennkammer-Eignungstests für die Verwendung von Brennstoffen geänderter Spezifi-kation ausgedehnten experimentellen Erprobungen unterzogen (NASA 1980, Kasper et al.

1980).

fuel split 1.0

0.5

Approach Cruise Climb T.O. Idle 0 Rating pilot total ECCP QCSEE

Quellenstudium

Im Rahmen des von 1978 bis 1983 durchgeführten „Energy Efficient Engine E3_{“-Programms} konnten GE und P&W auf ihre bisherigen Entwicklungen zurückgreifen. Zwar wurde in die-sem auf ökonomische Zielstellungen ausgerichteten Programm die gestufte Brennkammer nicht bis zur Serienreife weiterentwickelt, dennoch arbeiteten beide Firmen an der Vervoll-kommnung ihrer Technologie. P&W kombinierte das Prinzip der seriellen Stufung mit Vor-mischstrecken für die Hauptstufe (Greene et al. 1982). GE modifizierte den DAC-Entwurf weiter und untersuchte im Rahmen des E3_{-Programms den Einfluß der Variation der} Brenn-stoffaufteilung und des Stufungspunktes in den wichtigsten Betriebspunkten. Insbesondere die Frage, ob unter- oder oberhalb des Approach-Lastpunktes gestuft werden soll, wurde diskutiert. Die Notwendigkeit, gestuft zu fahren, wurde erkannt, gleichzeitig aber die Notwen-digkeit einer Wirtschaftlichkeitsverbesserung in diesem Lastbereich. Eine detaillierte Hard-ware-Beschreibung und Resultate der experimentellen Erprobung sind bei Burrus et al.

1984/1 und 1984/2 gegeben. Ein anderes Ergebnis des E3_{-Programms war für die} Entwick-lung der gestuften Brennkammer zur Serienreife wesentliche Voraussetzung: erstmals wurde für eine zivile Anwendung ein vollelektronischer Regler Full Authority Digital Engine Control (FADEC) entwickelt, der das Potential zur Steuerung der zusätzlichen Parameter der Brenn-stoffstufung aufweist (Aircraft Eng., 1983).

Auch in Europa wurde Mitte der 70er Jahre mit der Entwicklung gestufter Brennkammern begonnen. In der Absicht, bei Volvo Flygmotor ein Derivat vom JT8-D zu entwickeln, wurde dessen Ring-Rohr-Brennkammer mit der Einführung einer seriellen Stufung modifiziert

(Sjö-blom/Zetterström 1979). Der wesentliche Unterschied zwischen serieller und axialer bzw.

radialer Stufung besteht darin, daß der gesamte Pilotstufen-Luftstrom auch an der Verbren-nung in der Hauptstufe teilnimmt und diese dann zwangsläufig mager brennt. Tests dieser Brennkammer bei Volvo unter den für die vier Datenpunkte des LTO-Zyklus’ typischen Be-triebsbedingungen ergaben unbefriedigende Ergebnisse. Die Zielstellungen betreffs der Emissionen konnten nur hinsichtlich UHC erfüllt werden. Desweiteren erwies sich bei Tests mit variierten Brennstoffaufteilungen, daß selbst bei Climb- und Take Off-Rating die niedrig-sten Emissionen bei 100% Pilotzonenbrennstoff erreicht wurden. Das bedeutet, die Brenn-kammer wird in einem der konventionellen Auslegung entsprechenden Modus betrieben und die Brennstoffstufung bringt keine Vorteile. Eine Verbesserung erbrachte die Ausrüstung der Hauptstufe mit Vormischmodulen (Sjöblom 1981). Der Effekt der Brennstoffstufung wurde spürbar, für Climb- und T.O.-Lastpunkte zeigten 40-45% Pilotstufen-Brennstoffanteil den besten Kompromiß zwischen NOx- und CO-Emissionen. Der Approach-Lastpunkt wurde un-gestuft gefahren. Die Pilotstufe operierte über den gesamten Lastbereich brennstoffett. Aller-dings wurde offensichtlich der Betriebsbereich der Brennkammer nicht weiter ausgetestet. Außerdem traten Schwierigkeiten mit der Haltbarkeit der Hardware zutage.

Bei der SNECMA in Frankreich begann man ausgangs der 70er Jahre mit der Entwicklung einer rein radial gestuften Brennkammer (Maunand 1993), bei der die Pilotstufe innen und eine verkürzte Hauptstufe außen angeordnet waren. Die experimentelle Erprobung zeigte das Potential zu einer 30%-igen Reduzierung der NOx-Emissionen im Vergleich zur konven-tionellen Technik. Auch die operakonven-tionellen Kriterien, wie Temperaturprofil am Brennkam-meraustritt, Stabilitäts- und Wiederzündverhalten wurden als zufriedenstellend bewertet. Der Stufungspunkt wurde unterhalb des Approach-Lastpunktes gewählt.

Im Jahre 1976 wurde auch bei Rolls-Royce mit der Entwicklung einer radial gestuften Brenn-kammer zum Einsatz im RB 211-524 - Triebwerk begonnen, bei der man die Hauptstufe in-nenliegend anordnete (Jones 1979). Diese Auslegung wurde mit dem „multiple swirl modu-le“-Konzept kombiniert: eine große Anzahl Einspritzdüsen (insgesamt 72) sollte für eine gute Durchmischung bei besonders kleinem Rezirkulationsvolumen sorgen (analog einiger bei GE für das CF6 untersuchter Konfigurationen). Der 30%-Lastpunkt (=Approach) wurde ungestuft gefahren, obwohl die damit verbundenen Probleme erkannt wurden: Verkokungsgefahr an den Brennern und große Herausforderungen an das Beschleunigungsverhalten für den Fall des Durchstartens. Große Aufmerksamkeit wurde der Wahl der Brennstoffaufteilung in den oberen Lastpunkten geschenkt. Aufteilungen Main:Pilot von 2:1/2,5:1/3:1 und 4:1 wurden

untersucht, wobei sich die erste Variante als das Optimum erwies. Die Rig-Messwerte für alle Emissionen lagen beträchtlich unter den Grenzwerten.

Mit der Verfügbarkeit elektronischer Triebwerksregler wurde das Prinzip der Brennstoffstu-fung zunächst in Hochleistungsbrennkammern für militärische Anwendungen wiederbelebt. Innerhalb des von der U.S. Air Force geförderten „Combustor Front End Design Program“ untersuchte GE einen dreifach gestuften Brennkammerentwurf mit zwei Sekundärstufen, die die Pilotstufe einrahmen (Kress et al 1990). Kombiniert wurde diese Auslegung mit dem „multiple swirl dome“-Konzept analog dem bei der RB211-Anwendung beschriebenen Auf-bau. Unter den getesteten Brennkammerkonfigurationen erwies sich diejenige als die am besten geeignete, bei der die gesamte Verbrennungsluft durch den Brennkammerkopf zu-geführt wurde. Durch die Dreifachstufung konnte trotzdem ein ausreichend fettes Gemisch für Start und Leerlauf gewährleistet werden. Ground Idle, Flight Idle und Niedriglast im Crui-se wurden einstufig gefahren, ReiCrui-seflug mit zwei Stufen und Vollast mit dreien. Besondere Probleme verursachte der Stufungsprozeß im häufig durchfahrenen oberen Lastbereich. Auch stand das Verkokungsproblem mit besonderer Dringlichkeit, da ein Teil der Einspritz-düsen bei sehr hohen Temperaturen ausgeschaltet werden mußte.

Abbildung 2.1-4 Axially Staged Combustor-Entwurf von Pratt & Whitney

Als Ende der achtziger Jahre die Ausbreitung des Ozonlochs öffentliches Interesse erweck-te, wurde zunächst dem Luftverkehr ein großer Einfluß darauf zugeschrieben. Das führte zu einer Neubelebung der offensichtlich stickoxidsenkenden gestuften Brennkammerkonfigura-tion auch im zivilen Sektor. Von ihren umfangreichen Erfahrungen Gebrauch machend, be-gannen General Electric und Pratt & Whitney mit weiterführenden Entwicklungsarbeiten. P&W wählten das Triebwerk V2500-A5 für die Anwendung eines aus den Erfahrungen des E3_{-Programms abgeleiteten „Axially Staged Combustor (ASC)“-Entwurfs (Sevich 1993)} (Abbildung 2.1-4).

Der Entwurf wurde zunächst einem ausgedehnten Rigtest-Programm und umfangreichen CFD-Verfeinerungen unterzogen (Segalman et al. 1993). Die Tests ergaben, daß zur Siche-rung eines zufriedenstellenden Ausbrandes das Äquivalenzverhältnis _{Φ (Quotient aus} aktu-ellem zu stöchiometrischem Brennstoff-Luft-Verhältnis _{α) im Idle-Fall mindestens 0,8}

Quellenstudium

gen sollte. Damit wurden Ausbrandwerte bis zu 99,8% im Leerlauf erreicht. Im gestuften Be-trieb (die Stufung wurde unterhalb des Approach-Lastpunktes vollzogen) ergaben Tests mit variabler Brennstoffaufteilung, daß die NOx-Ergebnisse in besonderem Maße von den Stöchiometrieverhältnissen in der Pilotstufe bestimmt werden. Beste Ergebnisse brachten die niedrigsten Werte im untersuchten Intervall von _ΦPZ,PSt=0,39...0,54. Demgegenüber zeigte sich die NOx-Produktion relativ unsensibel gegenüber den Stöchiometrieverhältnissen in der Hauptstufe. Als wesentlich wichtigerer Einflußparameter wurde die geeignete Ausle-gung der Brennstoffaufbereitung in der Hauptstufe erkannt. Hier macht sich der Vorteil der gestuften Verbrennung mit nahezu verdoppelter Einspritzdüsenanzahl sehr positiv bemerk-bar. Das aufgezeigte Reduktionspotential von ca. 40% bei den Stickoxiden, sowie ausge-zeichnete Betriebscharakteristiken (Wiederzündverhalten, Temperaturprofil, Stabilität, Be-schleunigungsverhalten) bestätigten sich auch in den Triebwerksversuchen (Segalman et al.

1994).

Abbildung 2.1-5 Ausbrand- und NOx-Charakteristik des Axially Staged Combustor-Entwurfs im V2500-A5

Der Einfluß der Stufung auf das transiente Betriebsverhalten erwies sich als gering (0,4 Se-kunden Verzögerung im Beschleunigungsfall). Die Wahl zweier alternativer Regelgesetze für die Brennstoffaufteilung im gestuften Betrieb brachte nahezu identische Ergebnisse. Gestuft wurde bei ca. 60% von _αmax (Startleistung), zur Verhinderung instabiler Betriebszustände im Bereich des Stufungspunktes wurde erst bei 45% _αmax „entstuft“. Der minimale Ausbrand kurz oberhalb des Stufungspunktes lag bei 97%, wie Abbildung 2.1-5 wiedergibt. Der ge-zeigte NOx-Verlauf über dem Lastbereich entspricht einer 45%-igen Senkung im Normzyklus-Mittel gegenüber den Referenzwerten modernster konventioneller Brennkammertechnologie in der A1-Version des Triebwerks.

Die verbleibenden Zielstellungen von Nachweis der Zuverlässigkeit und Haltbarkeit, der Senkung von Gewicht und Komplexität des Systems wurden nicht mehr in Angriff genom-men, nachdem das Programm wegen fehlender potentieller Kunden 1994 eingestellt wurde.

0 5 10 15 20 25 450 500 550 600 650 700 750 800 850 900

T

3

K

EI NO

x 96 97 98 99 100 450 500 550 600 650 700 750 800 850 900

T

3

K

Eta %

g/kg BS

Abbildung 2.1-6 Auslegung des Double Annular Combustor für das CFM56-5B-Triebwerk

Quellenstudium

Im Gegensatz dazu entwickelte man bei GE das radial gestufte DAC-Konzept zur Serienreife für die Triebwerkstypen CFM56 (Abbildung 2.1-6) und GE90 (Abbildung 2.1-7).

Da Einzelheiten dieser Entwürfe naturgemäß wettbewerbssensibles Firmen-know how dar-stellen, ist insbesondere im Fall des GE90 relativ wenig von der Auslegung dieser Brenn-kammern bekannt.

Beim CFM56-Entwurf wurden Umfangs- und radiale Stufung kombiniert (Abbildung 2.1-8 gibt den Stufungsplan für eine typische Flugmission wieder), da anfänglich erhebliche Probleme bestanden, bei gutem Ausbrand gleichzeitig ein akzeptables Temperaturprofil am Brenn-kammeraustritt zu erreichen. Dies ist eine Folge der radial innenliegenden Anordnung der Hauptstufe, die die Temperatur-Belastungsspitzen in der ungewünschten Richtung hin zum Turbinenschaufelfuß verlagert. Vom Standpunkt der Emissionsminderung hätte im T.O.-Fall eine Aufteilung 25% des Brennstoffs in die Pilotstufe das Optimum dargestellt, die günstigste Temperaturverteilung erforderte 40%. Letztlich mußte ein Kompromiß realisiert werden. Das spiegelt sich in den Ergebnissen der Emissionsmessungen für die Zertifizierung wieder.

Abbildung 2.1-8 Stufungslogik für den CFM56-5B Double Annular Combustor

Für die vier zertifizierten Triebwerksversionen des CFM56 ergeben sich für die einzelnen im LTO-Zyklus definierten Lastpunkte die in Tabelle 2.1-1 angegebenen Ausbrandbereiche.

Idle Approach Climb Take Off

CFM56-5BX/2 98,6-99,0 97,8-99,6 99,7-99,9 99,9- _≈100

GE90-XXB 99,6-99,7 99,9- _{≈100 ≈100 ≈100}

Tabelle 2.1-1 Ausbrandwerte gestufter General Electric-Triebwerke nach ICAO-Datenbank (ICAO 1993/2 + Ergänzungen)

Die letzte Zeile zeigt, daß es beim GE90 weitaus besser gelungen ist, akzeptable Ausbrand-werte zu realisieren, die diejenigen der konventionellen Brennkammerversion dieses Trieb-werks sogar übertreffen.

Wie sich die Senkung des NOx-Ausstoßes im Vergleich zu ungestuften Triebwerksmustern darstellt, zeigt Abbildung 2.1-9 auf.

Abbildung 2.1-9 Vergleich der NOx-Emissionen gestufte - ungestufte Brennkammern

(ICAO 1993/2+Ergänzungen)

Als weltweit einziger weiterer Triebwerkshersteller entwickelt die Firma Rolls-Royce Deutschland derzeit ebenfalls eine gestufte Brennkammer zur Anwendung im zivilen Be-reich. Ziel ist es, mindestens eine 40%-Reserve gegenüber dem ICAO-Grenzwert für die Triebwerke BR710 und BR715 sicherzustellen. Das ergibt für die Anwendung im BR715 bei-spielsweise die Zielstellung von ca. 40 g/kN (Meßwert) für den ICAO-Parameter (BRR 1994).

Abbildung 2.1-10 Modifikation der gestuften Brennkammer von Rolls-Royce Deutschland

0 20 40 60 80 100 10 15 20 25 30 35 40 45 Gesamtdruckverhältnis _ΠΠΠΠ Dp/Foo g kN GE90-76B CFM56-5B4 CFM56-5B6 CFM56-5B2 CFM56-5B4 V2530-A5 (ASC)* * nicht zertifiziert ungestufte Brennkammern GE90-77B GE90 -85B GE90-86B GE90 -90B GE90-92B Grenzwert bis 12/95 Grenzwert ab 1/96

Quellenstudium

Die Konfiguration der Brennkammer ist der des ASC von P&W mit innenliegender Pilotstufe sehr ähnlich. Auch hier ist vorgesehen, den Approach-Lastpunkt im gestuften Betrieb zu fah-ren.

Der Schritt der Technologieentwicklung mit zahlreichen Komponenten- und Rigtests (Fink et

al. 1997, Hassa et al. 1998, Schilling 1995)und CFD-Untersuchungen (Brehm et al. 1997) konzentrierte sich auf den Zeitraum 1993-1998. Im Ergebnis wurde das Gesamtvolumen der Brennkammer vom Entwicklungsstandard „A“ zum Standard „E“ zur NOx-Reduktion um ca. 18% gesenkt (Abbildung 2.1-10) (Brehm et al. 1998). In allernächster Zukunft soll die Brenn-kammer zur Serienreife entwickelt werden.

2.2 Entwicklung der Verbrennungsmodellierung

In der gegenwärtigen, frühen Phase der Entwicklung/des Einsatzes dieser Brennkammern liegen kaum Entwicklungs- und Betriebserfahrungen unter realistischen Einsatzbedingungen vor, die zum Aufbau einer Wissensbasis zur zweckmäßigen Auslegung derart modifizierter Verbrennungssysteme herangezogen werden können. Damit ergibt sich die Notwendigkeit, das in der Entwicklung konventioneller Brennkammern gesammelte Wissen mit den Gestal-tungsmöglichkeiten dieses neuen Konzepts in nutzbringender Weise zu kombinieren. Einfa-che analytisEinfa-che Modelle des Verbrennungsprozesses sind dazu geeignet, grundlegende Tendenzen der Beeinflussung der Verbrennungsführung in den Gasturbinen-Brennkammern herauszuarbeiten.

Durch Verarbeitung analytischer Zusammenhänge, die zumindest die Einflüsse von Aufent-haltszeit, chemischer Reaktionsrate und Mischungseinflüssen in einfacher Form berücksich-tigen, lassen sich einfache und allgemeingültige Korrelationen zur groben Abschätzung von Ausbrand und NOx-Emissionen von ganzen Triebwerksklassen unter verschiedenen Ein-satzbedingungen ableiten. Pionierarbeit auf dem Gebiet der Modellierung von Verbren-nungsstabilität und Brennstoffumsetzung leisteten Longwell und Weiss

(Long-well/Weiss1955), die auf der Grundlage von Untersuchungen an gut gemischten Reaktoren

eine umfangreiche Theorie zur Beschreibung der Reaktionsrate bei der Verbrennung mit vernachlässigbarem Mischungseinfluß begründeten. Ausgebaut, u.a. durch Odgers und sei-ne Mitarbeiter (Kretschmer/Odgers 1972, Odgers/Carrier 1972, Kretschmer/Odgers 1973) zur Berücksichtigung von Mischungseinflüssen, bildet der abgeleitete „loading parameter“ noch heute die Grundlage für die Untersuchung der Verlösch-(blow out)-Eigenschaften von Brennkammern. Einen ganz ähnlichen theoretischen Ansatz benutzend, leiteten Lefebvre und Greenhough (Lefebvre/Greenhough 1957) den sogenannten _{Θ-Parameter ab, mit} des-sen Hilfe ebenfalls Ausbrand und Stabilitätsverhalten von Gasturbinen-Brennkammern in charakteristischer Weise korreliert werden können:

Θ =

P

⋅

A

ref

⋅

D

ref

_m

⋅

T

L 3 1 75 0 75 3

300

, ,

_exp(

₎

&

(2.2-1)

Es ist üblich, einen kritischen Wert von _{Θ zur überschlägigen Bemessung neuer} Brennkam-merauslegungen heranzuziehen. Eine Anleitung zur Interpretation von _{η-Θ-Charakteristiken} ist in Lefebvre 1983 gegeben.

Die Ableitung einfacher und dennoch universeller NOx-Korrelationen gelingt aufgrund der Tatsache, daß das Niveau der Emissionen hauptsächlich von den Betriebsparametern am Brennkammereintritt abhängt, wenn man von Brennkammern von gleichem, ausgereiftem Entwicklungsstand ausgeht (AECMA 1994). Der dominante T3-Einfluß wird in Lipfert 1972 eindrucksvoll aufgezeigt. Die Eintrittsparameter werden hauptsächlich von den Flug- und Umgebungsbedingungen bestimmt, die Wahl der Triebwerksauslegung (insbesondere des Druckverhältnisses) hat ebenfalls einen Einfluß. Eine ganze Reihe derartiger NOx