DE102007061994A1

DE102007061994A1 - Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas

Info

Publication number: DE102007061994A1
Application number: DE102007061994A
Authority: DE
Inventors: Markus Dipl.-Ing. Piesker
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2007-12-21
Filing date: 2007-12-21
Publication date: 2009-07-16
Anticipated expiration: 2027-12-22
Also published as: CN101903244A; US20100300661A1; WO2009083074A1; DE102007061994B4; CN101903244B; EP2225157A1; WO2009083074A4; US8371522B2

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, mit einem Kanal zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle und mit einem den Kanal umgebenden Rahmen zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus einem oder mehreren Rohrabschnitten gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen verbindbar sind.

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas.
Aus einem Flugzeug abzuführendes Heißgas entsteht beispielsweise beim Betrieb eines Hilfsaggregats (im Folgenden auch „Auxiliary Power Unit" bzw. „APU" genannt), welches Heißgas in Form von Abgas mit einer Temperatur von bis zu 730°C erzeugt. In einer APU entstehendes Heißgas sollte möglichst kalt in die Umgebung abgeführt werden, um Spannungen in der Struktur und/oder der Außenhaut des Flugzeugs in Folge örtlicher Temperaturspitzen so gering wie möglich zu halten. Ferner besteht insbesondere bei militärischen Flugzeugen die Anforderung, die thermische Signatur eines Flugzeugs so schwach ausgeprägt wie möglich zu gestalten, so dass das Flugzeug mittels der thermischen Signatur nicht lokalisierbar oder identifizierbar ist.
APUs werden bei zivilen Flugzeugen überwiegend in der Heckspitze angeordnet. Aufgrund der aerodynamischen Strömungsverhältnisse sind im Bereich der Heckspitze jedoch keine besonderen Vorkehrungen zur Abgaskühlung erforderlich. Abweichend von einer solchen Anordnung kann jedoch bei einigen Flugzeugkonfigurationen die Integration einer APU seitlich im Rumpf und beispielsweise unter der Verkleidung des Flügel-Rumpf-Übergangs („Wing Fuselage Fairing") sinnvoll sein. Bei dieser Installationsposition legt sich das im Flugbetrieb austretende Turbinenabgas der APU aufgrund der örtlichen Strömungsbedingungen auf die Flugzeugaußenhaut, die dadurch aufgeheizt wird.
Zur Kühlung von APUs selbst ist bekannt, das so genannte Strahlpumpenprinzip zu nutzen, wodurch der verwendete Ventilator eines Ölkühlers eingespart werden kann. Bei dieser technischen Lösung wird mit Hilfe des aus der Heckspitze ausströmenden Abgases der APU aufgrund des Strahlpumpeneffekts ein Unterdruck erzeugt, der zum Einsaugen von Luft aus der äußeren Umgebung führt. Die eingesaugte Luft strömt durch ein Brandschott und von dort durch den Ölkühler, wonach sie sich mit dem Abgas vermischt und durch das Abgassystem abgeführt wird. Als zusätzlicher Nebeneffekt wird hierbei nicht nur die APU selbst gekühlt, sondern auch deren Abgas. Durch diese technische Lösung wird jedoch kein sehr effektiver thermischer Strukturschutz erreicht. Zudem wird die Leistung der APU reduziert, da insbesondere beim Anlaufen und Herunterfahren der APU nur eine sehr geringe Kühlwirkung erreicht wird und die APU nicht optimal betrieben werden kann.
Eine weitere technische Lösung zum Verhindern des Aufheizens der Strukturoberfläche durch heiße Abgase ist die Verwendung von Luftleitblechen auf der Außenkontur des Flugzeugs. Dadurch wird das abgeführte Heißgas aus der Grenzschicht der Strömung geleitet oder so mit der Umgebungsluft vermischt, dass sich die Strukturoberfläche nur in einem noch tolerierbaren Maße aufheizt. Der Nachteil von Luftleitblechen auf der Außenkontur ist jedoch die Erhöhung des Luftwiderstandes des Flugzeugs und damit der direkten Betriebskosten.
Die Aufgabe der Erfindung ist demnach das Reduzieren oder Eliminieren eines oder mehrerer der geschilderten Nachteile. Insbesondere ist Aufgabe der Erfindung, eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas vorzuschlagen, mit der die umgebende Außenstruktur so wenig wie möglich thermisch beeinflusst wird und die nicht den optimalen Betrieb einer APU verhindert.
Die Aufgabe wird gelöst durch eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas mit einem Kanal zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle und mit einem den Kanal umgebenden Rahmen zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus einem oder mehreren Rohrabschnitten gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen verbindbar sind.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist eine Reihe von Vorteilen gegenüber bekannten Vorrichtungen aus dem Stand der Technik auf. Das abzuführende Heißgas wird durch Vermischen mit Kühlluft gekühlt, so dass das austretende Heißgas die umgebende Struktur bzw. die Außenhaut des Flugzeugs nicht übermäßig erwärmt. Dadurch ist auch die thermische Signatur weniger ausgeprägt als im Stand der Technik. Bei Verwendung der erfindungsgemäßen Vorrichtung als APU-Abgassystem wird eine höhere Festigkeit der Bauteile erreicht, denn die Temperatur im Innern des Abgassystems wird durch die Kühlluft aus den Kühlluftquellen herabgesetzt und verursacht weniger Wärmespannungen.
Zunächst können durch die Kühlung des Heißgases Gewicht und Kosten durch Einsparen von temperaturbeständigem Material, wie z. B. Stahl, Titan oder temperaturbeständige Kunststoffe, zum Schutz der Strukturoberfläche um die Heißgasaustrittsöffnung herum reduziert werden. Zum anderen wird der vom Wärmeeintrag beeinflusste Bereich um den Heißgasaustritt herum klein gehalten, so dass die thermische Signatur geschwächt und die Lokalisierung des Flugzeugs erschwert oder unterbunden wird. Zusätzlich kann Isoliermaterial und damit Gewicht eingespart werden, denn die Flugzeugstruktur im Innern des Flugzeugs wird durch das vergleichsweise kühle Abgassystem deutlich weniger mit Wärme beaufschlagt.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist einige besonders vorteilhafte Weiterbildungen auf. Insbesondere kann durch Verwenden von Abluft aus anderen Flugzeugsystemen – bspw. von Abluft eines APU-Ölkühlers – die Anzahl separater Ausgänge für Abluft aus der Flugzeugaußenhaut reduziert werden. Weiterhin kühlt der Ölkühlerabluftstrom zusätzlich die Oberflächentemperatur des Abgassystems insgesamt und führt zu einer geringeren Beeinträchtigung der das Abgassystem umgebenden Flugzeugstruktur.
Eine weitere vorteilhafte Weiterbildung sieht Ringspalte zwischen den sich überlappenden Rohrenden von Rohrabschnitten auf, in die beim Durchströmen von Heißgas durch Unterdruck Kühlluft eingesaugt wird. Durch die Verwendung von Ringspalten ergibt sich der Nebeneffekt, dass der Austrittslärm des Heißgases durch Absenkung der Strömungsgeschwindigkeit des Heißgases gesenkt werden kann. Das überlappen von Rohrenden ruft einen steigenden Durchmesser des durchströmten Kanals hervor. Dies bedeutet, dass an der Austrittsstelle des Kanals ein deutlich größerer Strömungsquerschnitt als an der Eintrittstelle vorliegt. Dadurch wird die Strömungsgeschwindigkeit des Heißgases auch mit zusätzlicher Kühlluft zur Austrittsstelle deutlich gesenkt, wodurch die Strömungsgeräusche und damit der Lärm reduziert werden. Ein zusätzlicher Nebeneffekt der Ringspalte ist die Kompensationsmöglichkeit von Relativbewegungen, strukturellen Verformungen, thermischen Spannungen und Montage- bzw. Fertigungstoleranzen der Heißgasquelle.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert. In den Figuren werden gleiche Objekte durch gleiche Bezugszeichen gekennzeichnet. Es zeigen:
1 Draufsicht auf die erfindungsgemäße Vorrichtung,
2 seitliche Schnittansicht der erfindungsgemäßen Vorrichtung, und
3 seitliche Schnittansicht einer Weiterbildung der erfindungsgemäßen Vorrichtung.
Zum besseren Verständnis werden nachfolgend verschiedene Ausführungsbeispiele der erfindungsgemäßen Vorrichtung beschrieben, die exemplarisch in ein Militärtransportflugzeug vom Typ AIRBUS A400M integriert sind. Die erfindungsgemäße Vorrichtung ist nicht auf das Kühlen von APU-Abgasen beschränkt, sondern kann auch andere heiße Gase von anderen Systemen kühlen, wie z. B. von einer Brennstoffzelle. Daher wird nachfolgend teilweise der allgemeine Begriff „Heißgas" verwendet. Das Turbinenabgas der APU ist als spezielle Form eines Heißgases anzusehen.
1 zeigt ein Abgassystem 2, bei dem eine während des Betriebs angebrachte Gehäuseabdeckung zur besseren Darstellung demontiert ist. Das Abgassystem 2 umfasst ein aus einer Blechwanne, Verstärkungsbauteilen, Haltern und Beschlägen gebildetes Gehäuse 4 und einen aus drei aufeinander folgenden Abgasrohren 6, 8 und 10 bestehenden Abgaskanal, welcher sich von einer Abgaseintrittsstelle 12 ausgehend in das Gehäuse 4 erstreckt. Das Abgasrohr 6 leitet das Abgas einer APU von der Abgaseintrittsstelle 12 in das Abgassystem 2 ein, wo es in das Abgasrohr 8 gelangt und von dort über das an einer Abgasaustrittstelle 14 gelegene Abgasrohr 10 schließlich in die Umgebung geleitet wird.
Weiterhin umfasst das Abgassystem 2 einen Luftanschluss 16 zum Zuführen von Kühlluft, die beispielsweise in Form von Abluft eines anderen Flugzeugsystems oder in Form von Umgebungsluft bereitgestellt werden kann. Exemplarisch wird im Folgenden davon ausgegangen, dass in den Luftanschluss 16 die ebenfalls in die Umgebung abzuführende Abluft eines APU-Ölkühlers eingeleitet wird. Die Abluft des APU-Ölkühlers bietet sich an, da diese ohnehin aus der Nähe der APU in die Umgebung des Flugzeugs abgeführt werden muss.
In 2 sind die Lagen der Rohrabschnitte bzw. der einzelnen Abgasrohre 6, 8 und 10 detaillierter dargestellt. Das an der Abgaseintrittsstelle 12 positionierte Abgasrohr 6 ist über eine mechanische Entkopplungseinrichtung 18 mit dem Gehäuse 4 verbunden und in der Zeichnungsebene horizontal ausgerichtet. Das in Strömungsrichtung nachfolgende Abgasrohr 8 ist mit seinem zum Abgasrohr 6 gewandten Ende zentrisch und überlappend zum Abgasrohr 6 positioniert. Im Bereich der Überlappung zwischen Abgasrohr 6 und Abgasrohr 8 entsteht ein Ringspalt 20. Durch die radial und axial bewegliche Lagerung des Abgasrohrs 6 aufgrund der mechanischen Entkopplungseinrichtung 18 können Relativbewegungen zwischen dem Abgasrohr 6 und dem Gehäuse 4 ausgeglichen werden, wodurch sich jedoch die Querschnittsform des Ringspalts 20 verändern kann. Das Abgasrohr 8 ist in dem Gehäuse 4 durch Schrauben befestigt. Ferner ist das Abgasrohr 10 in eine Gehäuseabdeckung 22 geschweißt, was zusätzlich zur Halterungsfunktion auch die Gehäuseabdeckung 22 versteift. Bei montierter Gehäuseabdeckung 22 ist das Abgasrohr 10 über das Abgasrohr 8 geschoben, Wodurch sich eine weitere Überlappung und damit ein weiterer Ringspalt 24 ergibt.
Die Mischung von Abgas Kühlluft kann wahlweise durch einen oder mit Hilfe beider Ringspalte 20 und 24 realisiert werden. Dafür sind die Ringspalte 20 und 24 wahlweise geometrisch so auszulegen, dass an diesen Stellen aufgrund des Strahlpumpeneffekts durch das ausströmende Abgas ein Unterdruck entsteht. Auf diese Weise wird die in dem Gehäuse befindliche Kühlluft in die Ringspalte 20 und 24 gezogen, woraufhin sie sich mit dem Abgas vermischt.
Die im Gehäuse befindliche Kühlluft wird vorzugsweise durch in die Gehäuseabdeckung 22 integrierte Lüftungsleitbleche 26 von außen in das Gehäuse 4 eingezogen/eingesaugt oder von anderen Flugzeugsystemen durch den Luftanschluss 16 eingeblasen. Die Lüftungsleitbleche 26 sind neben ihrer Hauptaufgabe zusätzlich dazu befähigt, plötzliche wirbelinduzierte Druckanstiege im Innern des Gehäuses 4 zu begrenzen. Solche Druckanstiege können durch Wirbel auf der Außenhaut des Flugzeugs entstehen, welche sich als Druckwelle während des Flugbetriebs entlang der Außenhaut und auch über dem Abgasauslass 14 bewegen. Verursacht werden diese Druckwellen durch sich von der Außenhaut nach außen erstreckende Bauelemente, wie z. B. Antennen oder ein Lufteinlass für die APU.
Der Strahlpumpeneffekt ließe sich nicht nur durch die Ringspalte 20 und 24 realisieren, sondern auch durch einen exemplarisch am Abgasrohr 8 angeschweißten und in den Figuren nicht dargestellten Rohrstutzen realisieren, der Kühlluft direkt in den Abgasstrom saugen würde. Dafür wäre der Rohrstutzen so an dem Abgasrohr 8 zu befestigen, dass durch das schnell strömende Abgas ein Unterdruck in dem Rohrstutzen entstehen würde. Der Unterdruck könnte dann durch ein in das Abgasrohr 8 oder in den Rohrstutzen eingesetztes Leitblech zusätzlich gesteigert werden.
Eine weitere Möglichkeit, die Wärmebeaufschlagung des den Abgasauslass umgebenden Bereichs zu reduzieren, läge in der Verlängerung des Abgasrohrs 10 über die Außenkontur 28 des Flugzeugs hinaus. Dadurch würde austretendes Heißgas aus der Strömungsgrenzschicht auf der Außenhaut des Flugzeugs geleitet oder derart mit der Umgebungsluft vermischt werden, dass sich eine deutlich verminderte Aufheizung der Außenhaut einstellt. Durch die vorbeiströmende Außenluft wird das Abgasrohr 10 deutlich abgekühlt, so dass sich thermische Spannungen zwischen dem Abgasrohr 10 und dem Abgasrohr 8 ergeben würden. Aufgrund der Verwendung des Ringspalts 24 zur Einleitung von Kühlluft in den Abgasstrahl erfolgt eine thermische Entkopplung zwischen den Abgasrohren 8 und 10, so dass Schäden aufgrund von Wärmespannungen deutlich begrenzt werden können. Zusätzlich hierzu werden die entstehenden und von der Höhe des Abgasrohrs 10 über der Außenhaut 28 des Flugzeugs abhängigen Windlasten durch die gleichermaßen bereitgestellte mechanische Entkopplung nicht in das Abgasrohr 8 übertragen. Dies ist vorteilhaft, da das Abgasrohr 8 im Gegensatz zum Abgasrohr 10 thermisch stark beansprucht wird und dadurch eine geringe Festigkeit aufweist. Schließlich verhindert eine Verlängerung des Abgasrohrs 10 über die Flugzeugaußenhaut 28 hinaus das Eindringen von Wasser und Enteisungsflüssigkeit in das Abgassystem.
Zusätzlich lassen sich die vorgenannten technischen Eigenschaften beliebig miteinander kombinieren, um zu einer individuell optimalen technischen Lösung zu gelangen. So lässt sich z. B. der Strahlpumpeneffekt mit einem Gebläse unterstützen, welches Kühlluft aktiv in das Gehäuse bläst. Zusätzlich könnte durch einen Rohrstutzen Kühlluft dem Abgasrohr 8 direkt zugeführt werden. Weiterhin kann die Zufuhr der Kühlluft weiterhin zusätzlich durch den Ringspalt 20 und/oder den Ringspalt 22 erfolgen.
Schließlich wäre es zusätzlich vorteilhaft, am Abgasrohr 10 den Ringspalt 24 partiell durch ein Blech zu verschließen, um die Kühlluft gezielt zum Ausbilden einer schützenden Unterströmungsschicht abzuführen, welche sich zwischen Flugzeugaußenstruktur und dem Heißgas legt. Eine partielle Abdeckung des Ringspalts 24 würde außerdem zu einer Beschleunigung des Kühlluftstroms führen, welcher im Flugbetrieb eine Bildung der Unterströmung forciert.
Durch Realisieren des Kanals mittels eines Außenrohrs 30 und eines Innenrohrs 32, wie in 3 gezeigt, wird ein Zwischenraum 34 gebildet, der praktisch einem sich über einen wesentlichen Teil der Kanallänge erstreckendem Ringspalt entspricht. Vorzugsweise ist das Innenrohr 32 kürzer als das Außenrohr 30 und ist aerodynamisch so ausgestaltet, dass sich Kühlluft und Heißgas am Austritt 14 vermischen. Bei dieser Variante ist besonders vorteilhaft, dass das durch Heißgas direkt erhitzte Innenrohr mit Kühlluft umströmt wird und auf diese Weise sehr viel Isoliermaterial eingespart werden kann.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung ermöglicht eine besonders effektive Kühlung von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, um die Außenhaut bzw. die Struktur des Flugzeugs im Bereich des Auslasses möglichst gering zu erwärmen, so dass sich nur eine geringe thermische Signatur und wenig wärmeinduzierte Strukturbelastungen ergeben. Die gezeigten technischen Einzellösungen, wie etwa die Ringspalte 20 und 24, die Verwendung von Abluft aus einem APU-Ölkühler, die Kombination von Außenrohr 30 und Innenrohr 34 und dergleichen sind lediglich als Ausführungsbeispiele zu verstehen, die nur zur Verdeutlichung der erfindungsgemäßen technischen Merkmale und nicht als Beschränkung des Schutzbereichs zu verstehen sind.

Claims

Vorrichtung (2) zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, mit einem Kanal zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung (2) verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle (14) und mit einem den Kanal umgebenden Rahmen (4) zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus einem oder mehreren Rohrabschnitten (6, 8, 10) gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen (20, 24) aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen verbindbar sind.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 1, bei der der Kanal aus zwei oder mehr Rohrabschnitten (6, 8, 10) gebildet ist, wobei sich die Rohrabschnitte an ihren zueinander gewandten Rohrenden überlappen.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 2, bei der in einem oder mehreren der einzelnen Bereiche mit sich überlappenden Rohrabschnitten (6, 8, 10) zwischen den zueinander gewandten Rohrenden jeweils ein Zwischenraum in Form eines Ringspalts (20, 24) gebildet ist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 3, bei der die Ringspalte (20, 24) jeweils entgegengesetzt zur Strömungsrichtung des Heißgases geöffnet ist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 3 oder 4, bei der der Kanal dazu angepasst ist, beim Durchströmen des Heißgases einen Unterdruck an den Ringspalten (20, 24) zum Einsaugen von Kühlluft zu erzeugen.
Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der der Kanal aus einem Eintrittsrohrabschnitt (6), einem Austrittsrohrabschnitt (10) und einem Zwischenrohrabschnitt (8) gebildet ist, wobei sich der Zwischenrohrabschnitt (8) mit dem Eintrittsrohrabschnitt (6) und der Austrittsrohrabschnitt (10) mit dem Zwischenrohrabschnitt (8) überlappt und in den Überlappungsbereichen jeweils ein Ringspalt (20, 24) ausgebildet ist, die zum Eintrittsrohrabschnitt (6) hin geöffnet sind.
Vorrichtung (2) nach einem der Ansprüche 3–6, bei der mindestens der zur Austrittsstelle (14) gewandte Ringspalt (24) zum aus trittsseitigen Ausbilden einer schützenden Unterströmungsschicht aus der abgeführten Kühlluft partiell verschlossen ist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 7, bei der der Rahmen (4) eine Entkopplungseinrichtung (18) zum mechanisch entkoppelten Haltern des Eintrittsrohrabschnitts (6) aufweist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 7 oder 8, bei der der Eintrittsrohrabschnitt (6) mit der Heißgasquelle verbindbar ist.
Vorrichtung (2) nach einem der Ansprüche 3–9, bei der mindestens ein an einem Rohrabschnitt (6, 8, 10) angeordneter Rohrstutzen zum Einsaugen von Kühlluft in den Heißgasstrom angeordnet ist
Vorrichtung (2) nach Anspruch 10, bei der ein Leitblech in den am Rohrstutzen gelegenen Rohrabschnitt (6, 8, 10) und/oder in den Rohrstutzen eingesetzt ist.
Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der der Rahmen (4) als Gehäuse (4) ausgeführt ist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 12, bei der das Gehäuse (4) einen Kühlluftanschluss (16) zum Einleiten von Kühlluft in das Gehäuse (4) aufweist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 13, bei der der Kühlluftanschluss (16) mit einer Luftaustrittsstelle eines Flugzeugsystems verbindbar ist.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 13, bei der der Kühlluftanschluss (16) mit einem Abluftanschluss eines Ölkühlers eines Hilfsaggregats (APU) verbindbar ist.
Vorrichtung (2) nach einem der Ansprüche 12–15, bei der der Austrittsrohrabschnitt (10) in einer Gehäuseabdeckung (22) angeordnet ist.
Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der sich der Austrittsrohrabschnitt (10) von der Flugzeugaußenhaut (28) nach außen erstreckt.
Vorrichtung (2) nach Anspruch 1, bei der der Kanal aus einem Außenrohr (30) und einem Innenrohr (32) gebildet ist, wobei das Innenrohr mit der Heißgasquelle verbindbar ist und sich ein Zwischenraum (34) zwischen dem Innenrohr (32) und dem Außenrohr (30) zum Durchströmen von Kühlluft befindet.
Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der der Abgasanschluss des Hilfsaggregats als Heißgasquelle mit der Vorrichtung (2) verbindbar ist.
Verwendung einer Vorrichtung (2) gemäß einem der Ansprüche 1–19 in einem Flugzeug zum Abführen und Kühlen von Abgas aus einem Hilfsaggregat (APU).