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Die Erfindung betrifft Turbojet-Nachbrenner und -assoziierte Regelungssysteme.
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Neben der konventionellen Steuerung von Düsenflugzeugen sind Schubvektorsteuerungen über die Turbinentriebwerke mittels am Ende der Nachbrennkammer installierten Schubvektorklappen bekannt. Diese Technik auf der Basis eines Bölkow-Patentes kam bei Triebwerken der westlichen Luftwaffen für Schubvektorsteuerung von Flugzeugen auch zum Einsatz. Jedes einzelne Triebwerk an einer modemen Jet-Passagiermachine hat jedoch mehr als die 10-fache Schubleistung eines militärischen Abfangjägers. Die Schubvektorklappentechnik läßt sich schon allein deshalb nicht einfach auf die großen Triebwerke von Verkehrsflugzeugen übertragen. Außerdem sind Schubvektorklappen bei Düsenjägern auch wegen der hohen thermischen Belastungen der Nachbrennkammern und des Materials der Klappen problematisch. Angewendet wird eine bis zu 30% starke Leistungssteigerungsoption mittels Nachbrenner bei Jet-Triebwerken von Kampfflugzeugen, indem zusätzlich Treibstoff in die Nachbrennkammer eingespritzt wird. Wegen des sehr hohen zusätzlichen Treibstoffverbrauchs und der übermäßigen Belastungen der Triebwerkssysteme des Jets wird diese Option selbst bei Kampfflugzeugen jeweils nur für einen kurzen Zeitraum von einigen Minuten eingesetzt. Die Passagierfliegerei setzt jedoch hohe Sicherheitsstandards, weshalb ein abruptes Beaufschlagen der Triebwerke per Nachbrenneroption nicht akzeptabel ist.
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Aus der Druckschrift
US 2003/0 145 577 A1 ist ein Nachbrenner eines Strahltriebwerkes für Jagdflugzeuge bekannt, der ein in der Nachbrennkammer angeordnetes Fluid-Einspeisungssystem mit radial angeordneten Injektionsdüsen aufweist.
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Bekannt ist aus der Druckschrift
DE 1 133 185 A eine Verbrennungseinrichtung an Rückstoßtriebwerken, insbesondere zur Nachverbrennung, die wenigstens einen ringförmigen Flammhalter mit V-förmigem Querschnitt aufweist. Im Inneren des Flammhalters ist ein kreisförmiges Einspritzrohr angeordnet, welches im Gegenstrom und durch in der Spitze des V angebrachte Öffnungen einspritzt. Ein zweites kreisförmiges Einspritzrohr mit einer besonderen Speisung ist strömungsaufwärts von diesem Flammhalter angeordnet, der sich in der Wirbelbahn dieses Einspritzrohres befindet. Das sich im Inneren des V-förmigen Ringes angeordnete Einspritzrohr wird mit Hilfe von schwenkbaren Befestigungselementen, die jeweils nur eine zur Achse des Ringes parallele Achse schwenkbar gelagert sind, spielfrei getragen. Das Einspritzrohr ist in diesen Befestigungselementen gleitend angeordnet, um durch die Gleit- und örtliche Schwenkmöglichkeit Schwingungen des Einspritzrohres zu verhindern.
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Die Druckschrift
US 2 969 642 A betrifft ein Axialfluss-Gasturbinen-Triebwerk. Zur Verbesserung der Effizienz ist nach dem Diffuser als Wärmetausch-Einheit ein Radiator als Ringgebilde zwischen der inneren- und äußeren Radiator-Wandschale angeordnet. Die aus der Turbine austretenden Abgase können in einen Nachbrenner eintreten und dort mit zusätzlichem Treibstoff verbrannt werden.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die genannten Nachteile zu vermeiden und dabei den Wirkungsgrad der Turbinentriebwerke nicht nur allgemein, sondern auch für Triebwerke von Verkehsflugzeugen zu erhöhen und die Einsatzcharakteristik zu erweitern, insbesondere auch die Anwendung von mechanischen und fluidgespeisten Schubvektorsystemen im direkten Zusammenhang mit der Nachbrennkammer, insbesondere für den Einsatz für Verkehrsflugzeuge, zu erweitern.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des unabhängigen Patentanspruchs 1 gelöst. Weiterbildungen sind in den abhängigen Patentansprüchen 2 bis 11 enthalten.
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Erfindungsgemäß sind am Nachbrennkammer-Innenmantel Fluideinspeisungssysteme mit einer Geometrie von mehrfach radial angeordneten Injektionsdüsen ausgebildet. Vorteilhaft ist das Treibstoffeinspeisungssystem in der Nachbrennkammer einfach zu integrieren, weil es konstruktiv einfach und zuverlassig ist und geringe Gewichts- und Ausdehungsdimensionen aufweist.
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Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass an in radialer und/oder axialer Richtung beweglich gegeneinander verschiebbaren, in Zylinderform ausgebildeten Ventilschiebereinheiten ein System von geometrisch angeordneten Injektionsdüsen für partielle und stufenlos regelbare Einspritzprozesse ausgebildet sind. Vorteilhaft ist, dass dem Abgasstrom des Düsentriebwerkes in der Nachbrennkammer zusätzlicher Treibstoff partiell zwecks zusätzlicher Verbrennung und Schubsteigerung beigemengt werden kann, wodurch eine asymmetrische Schubvektorsteuerung im 360°-Umkreis ermöglicht wird. Insbesondere im Geschwindigkeitsbereich der Passagier-Verkehrsfliegerei besteht ein hoher Sauerstoffgehalt der Außenströmung in der Nähe des Nachbrennkammer-Innenmantels in der Nachbrennkammer. Dieser Triebwerkseinsatz mit Nachverbrennung nahe dem Innenmantel der Nachbrennkammer stellt deshalb auch eine wirtschaftliche Lösung dar.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, daß das in der Mitte der Nachbrennkammer angeordnete Fluid-Einspeisungssystem und das Einspeisungssystem am Nachbrennkammer-Innenmantel die beiden Unterregler-Systeme zur Ansteuerung des zentralen Flughauptregler-Systems aufweisen.
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Eine weitere vorteilhafte Ausführung der Erfindung besteht darin, dass parallel zur Triebwerkslängsachse x-x am Nachbrennkammer-Innenmantel eine Geometrie von nebeneinander verlaufenden Reihen mit einer Vielzahl von sickenartigen Erhebungen ausgebildet ist, welche einheitlich schräg zum Reihenverlauf ausgerichtet ist und wobei jeweils längliche Durchsetzungen auf der Mündungsebene zur Fluideinspritzung ausgebildet sind.
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Die Ausgestaltung der schrägen Durchsetzungen der Mündungsebenen der Düsenbohrungen verhindert in vorteilhafter Weise, dass sich unerwünschte, faßförmige Verdichtungsstoßsysteme bei der Einspeisung/Abbrennung aufbauen. Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Ausführungen besteht außerdem darin, dass in der Nachbrennkammer eine einfache Dosierung der Beimischung von zusätzlichem Treibstoff sowohl von der Menge als auch an der gewählten Injektionsstelle innerhalb der Nachbrennkammer möglich ist, wobei der Hauptgasstrahl des Triebwerkes auf einen vernachlässigbar geringen Widerstand trifft.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass ein am Ende der Nachbrennkammer angeordneter mechanisch/hydraulisch/pneumatisch betätigbarer Schubvektorblock über sein Unterreglersystem zusammen mit den Unterreglersystemen der Fluideinspeisungssysteme der Nachbrennkammer den zentralen Flughauptregler ansteuern. Der Vorteil dieser erfindungsgemäßen Ausgestaltung besteht darin, dass das übergeordnete, gemeinsame Regelsystem für die drei Vektor-Unterregelungs-Einrchtungen die Schubvektorsteuerung koordiniert.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass ein in seinen äußeren Dimensionen, vorzugsweise zylinderförmig ausgebildeter Adapterblock den mechanisch/hydraulisch/pneumatisch betriebenen Strahlruderblock mit dem Turbinentriebwerk verbindet, wobei die Nachbrennkammer funktionell vor dem Adapterblock und dem Strahlruderblock angeordnet ist.
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Vorteilhaft sind auch, die Schnellverschlüsse zwischen Adapter- und Strahlruderblock mit der Option, das Triebwerk auch ohne eingeklinkten Strahlruderblock zu betreiben.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass der Strahlruderblock eine Vielzahl von vorzugsweise zylinderförmigen, gegeneinander verschiebbaren Rohrelementen aufweist, die in jede Richtung, bezogen auf die Triebwerkslängsachse x-x, auslenkbar ausgebildet sind. Der Vorteil besteht insbesondere darin, dass der Ausstellungsbereich der Strahlruderanordnung auf das physikalisch mögliche Maximum von 360° erweiterbar ist.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass ein Rekuperator-System mit symmetrisch in der Nachbrennkammer angeordneten Wärmetauschkörpern an das zentrale Flugreglersystem angeschlossen ist. Der Vorteil besteht darin, dass die aus dem Hauptdüsenstrahl über den Wärmetauschkörper entnommene Energie zum Eintritt in die Verdichteraustrittsluft wieder zugeführt werden kann. Die extra zugeführte Wärmeenergie bewirkt die Einsparung von Treibstoff.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass die Wärmetauschkörper in der Nachbrennkammer aus flachen Hohlkörpern geformt sind, die dem zentralen Abgasstrahl geringsten aerodynamischen Widerstand entgegensetzen, jedoch als brennkammerinternes Strahlruder ausgebildet und mehrfach mechanisch schwenkbar gelagert sind.
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Die Mehrfachfunktion der kammerinternen Strahlruder ist in mehrfacher Hinsicht kostengünstig.
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Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass die beiden brennkammerinternen Fluideinspritzsysteme und die nachbrennkammerinterne Strahlruderanordnung über ihre Unterregler von dem zentralen Flugregler angesteuert werden, der gleichzeitig von dem konventionellen Oberflächenleitwerkskontrollsystem angesteuert wird.
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Der Vorteil besteht darin, dass alle Reglungseinrichtungen für die Steuerung um die drei aerodynamischen Achsen koordiniert sind und jeweils der optimale Wert für den optimalen aerodynamischen Einsatz aller Antriebs- und Steuersysteme ermittelt und umgesetzt wird.
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Die erfindungsgemäßen Triebwerksmodifikationen können sowohl bei kleineren als auch großen Triebwerken angewandt werden. Auf diese Weise können auch Start- und Landestrecken von Passagierflugzeugen reduziert werden. Kurze und damit steilere An- und Abflugbahnen von Verkehrsmaschinen könnten damit dichtes Überfliegen von Wohngebieten in Flughafennähe vermeiden. Der effektive Einsatz des Rekuperator-Systems mit Einspeisung von thermischer, aus dem Hauptdüsenstrahl entnommener Energie kann die Kohlendioxidemissionen bis zu 20% und die der Stickoxide bis zu 85% reduzieren.
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Die Erfindung wird nachfolgend an einem Ausführungsbeispiel näher erläutert. Die zugehörigen Zeichnungen zeigen:
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1: ein Blockschaltbild mit den Triebwerksebenen des Turbinentriebwerks
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2: ein Datenfluß-Blockschaltbild mit Unterregler-Einheiten der Nachbrennkammer.
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In der 1 sind der Lufteinlauf 1, die Kompressoreneinheit 2, der Eintritt in die Brennkammer 3, der Eintritt in die Turbineneinheit 4, die Nachbrennereinheit 6 mit dem Eintritt 5 und dem Austritt 7, der Düsenaustritt 8 und der Strahlruderblock 11 mit dem Adapterblock 10 dargestellt.
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Die eintretende Luft wird dabei unter gleichzeitigem Druckaufbau im Einlauf verzögert. Weitere Verdichtung erfolgt durch die rotierenden Schaufeln der einzelnen Axialverdichterstufen, wobei die Verdichterstufen über die Turbine angetrieben werden. Die komprimierte Luft wird nach der Verdichtung in die Brennkammer geführt, in der der eingespritzte Treibstoff Kerosin gezündet und verbrannt wird. Anschließend wird das heiße Arbeitsgas zunächst in der Turbine und dann in der Schubdüse entspannt.
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Der Wirkungsgrad der Verdichtungs- und Entspannungsprozesse ist vom Druckverhältnis abhängig. Reibungs- und Strömungsverluste sowie der Brennkammerdruckabfall senken den Wirkungsgrad. Höhere Geschwindigkeiten können durch Wiedererhitzung hinter der Turbine (Nachbrenner), durch Erhöhung der Brennkammertemperatur mittels verbesserter Material- und Kühltechnologien im Bereich der Hochdruckturbine, durch Verringerung der spezifischen Verdichterleistung oder durch Herabsetzen der Einlauftemperaturen vor dem Verdichter durch Vorkühlung erreicht werden. Die Wiedererhitzung des teilentspannten Gases nach dem Austreten aus der Turbine erfolgt in der Nachbrennerkammer. Die Heißgase enthalten genügend Sauerstoff und werden in einem Diffusor hinter der Turbine auf etwa 0,2 Mach verzögert. Wegen der kleineren Drücke und der schlechteren Gemischaufbereitung im Nachbrenner ist die Kraftausbeute jedoch geringer als in der Brennkammer. Bei den hohen Beanspruchungen der Triebwerke in der Militärfliegerei mit sehr hohen Geschwindigkeiten entsteht ein niedriger Druck im äußeren Verbrennungsbereich und bewirkt einen schlechten Wirkungsgrad der Verbrennung in diesem Bereich.
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Im unteren Geschwindigkeitsbereich ist die Mischung und Nachverbrennung wegen höheren Sauerstoffgehalts der äußeren Strömung und dem höheren Druck der Innenströmung günstig. Deshalb stellt die Fluideinspeisung vom Innenmantel der Nachbrennkammer eine wirtschaftlich effektive Lösung dar. Neben der Triebwerksschubsteigerung kann ebenfalls die Richtung des Flugzeuges mittels Schubvektorsteuerung durch das zusätzliche Einspeisen in die Düsenhauptströmung gesteuert werden. Auf diese Weise wird ein Verdichtungsstoß erzeugt. Dieser erzeugt beim Auftreffen auf die Brennkammerwände eine asymmetrische Wanddruckverteilung. Es wurde festgestellt, dass die sich aus den resultierenden Steuerkräften dieser Art ergebenden Druckdifferenzen effektiver sind als der Einsatz von am Ende eines Triebwerkes angeordneten, mechanischen Schubvektorklappen. Mit einem Einspeisungsdüsensystem variabler Geometrie könnte schuboptimal in jeder Flughöhe durch Anpassung an den jeweiligen Umgebungsdruck operiert werden. Dazu müssten jeweils Austrittsquerschnitt, Düsenlänge und Konturverlauf beliebig variabel sein. Noch einfachere Lösungen für die Düsenanpassung könnten jedoch auch praktiziert werden, denn Unterexpansion und Überexpansion entstehen, sobald sich bei fest vorgegebener Düsengeometrie eine Veränderung des Düsendruckverhältnisses einstellt, wobei aber Abweichungen vom Auslegungsdruckverhältnis mit Schubverlusten entstehen. Deshalb sollte beim Auftreten der Strömungsablösung in der Düse (Überexpansion) bzw. bei der Nachexpansion hinter der Düse (Unterexpansion) durch gasdynamische Anpassungsmaßnahmen gegengesteuert werden. Dazu wird jedoch für den Fall des Überschallbereichs die physikalische Betrachtung berücksichtigt, dass keine gravierenden Unterschiede zwischen eindimensionaler und rotationssymmetrischer mathematischer Theorie in Bezug auf die Konstanten Machzahl, Druck und Temperatur in die Berechnungen einbezogen werden müssen. In der Nachbrennkammer 6 sind eine erste, radial am Kammermantel 16 angeordnete Fluideinspritzung 26 mit dem Düsensystem 36 und eine zweite, zentral angeordnete Fluideinspritzung 27 mit dem Düsensystem 37 vorgesehen. Außerdem ist ein Wärmetauschkörper 28 in der Brennkammer angeordnet, der als Teil eines Rekuperator-Einspeisungssystems die thermische Energie zur Einspeisung an den Austritt des Verdichters 2 liefert. Der Wärmetauschkörper 28 besteht aus extrem flachen Hohlkörperelementen und ist zusätzlich als internes, mechanisches Strahlruder für die Schubvektorsteuerung ausgebildet. Zusätzlich sind außen an der Düsenaustritts-Einheit 8 der Strahlruderblock 11 und der dazwischen angeordnete Adapterblock 10 vorgesehen. Der Strahlruderblock 11 kann auf einfache Weise vom Adapterblock 10 abgelöst werden. Das Turbinentriebwerk ist sowohl mit dem äußeren, eingeklinkten Strahlruderblock 11 als auch ohne diesen voll flugtauglich.
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In 2 ist ein Datenfluß-Blockschaltbild mit Unterregler-Einheiten der Nachbrennkammer 6 dargestellt. Das sind das System 100 für den Fluid-1-Prozess, das System 200 für den Fluid-2-Prozess, das System 400 für das kammerinterne Strahlrudersystem und das Rekuperator-System sowie das System 300 für den außen an der Nachbrennkammer angeordneten Strahlruderblock 11. Diese Unterregler-Systeme steuern alle den zentralen Flughauptregler 900 an. Der zentrale Flughauptregler 900 erhält parallel dazu auch die Kontrolldaten der konventionellen Leitwerkskontrolle mittels seines Systemreglers 800. Über den zentralen Flughauptregler werden die gesamten ein- und ausgehenden Daten für die Steuerung konventioneller Oberflächenleitwerke und aller zusätzlichen Schubvektorsteuerungs-Einheiten zwecks Flugzeugsteuerung um die drei aerodynamischen Achsen umgesetzt.
