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Die Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System für ein Nachrüsten eines Flugzeugs insbesondere zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe für ein Flugzeugtriebwerk.
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Flugzeugtriebwerke umfassen regelmäßig einen Verdichter, eine Brennkammer und eine Turbine. Hierbei wird angesaugte Luft zunächst im Verdichter komprimiert. In der nachgeschalteten Brennkammer wird der verdichteten Luft ein Treibstoff hinzugefügt und verbrannt. Die aufgebaute Energie wird in der nachfolgenden Turbine entspannt. Die Turbine ist üblicherweise an den Verdichter gekoppelt und treibt hierdurch den vorgeschalteten Verdichter an.
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Im Zuge der Entwicklung für eine Umstellung auf kryogene Treibstoffe insbesondere Flüssigerdgas (LNG) werden an den Antrieb von kryogenen Treibstoffpumpen für Flugzeugtriebwerke erhöhte Anforderungen gestellt, Kryogene Treibstoffe wie Flüssigerdgas (LNG) werden üblicherweise bei Temperaturen um –160°C (113K) und nahe am Atmosphärendruck gelagert. Derartige Treibstoffe können daher nicht in üblichen Behältern wie Kerosin-Tanks in Flugzeugen gelagert werden. Kryogene Treibstoffpumpen für Flugzeugtriebwerke müssen darüber hinaus eine zuverlässige Versorgung des Treibstoffes zum Flugzeugtriebwerk sicherstellen, insbesondere auch während unterschiedlicher Flugphasen und Umgebungsvariablen, die grundsätzlich verschiedene Druck- und Durchflussparameter erfordern.
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Ferner sollen kryogene Treibstoffpumpen vorzugsweise zusätzlich zum vorhandenen Treibstoffsystem eingebaut werden, um ein einfaches Nachrüsten oder Umrüsten eines Flugzeugs zu ermöglichen. Die üblichen Treibstoffpumpen für Kerosin werden in der Regel über ein Getriebe direkt vom Flugzeugtriebwerk angetrieben.
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Es ist bekannt, komprimierte Luft aus einem Flugzeugtriebwerk zu entnehmen und zur Regelung und Kontrolle des Flugzeugtriebwerkes zu verwenden. Die sogenannte Zapfluft kann auch zur Einspeisung in Flugzeugsystemen wie z. B. zur Wärmeregulierung und Druckversorgung genutzt werden.
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Aus der Druckschrift
US 2010/00031 48 ist ein System zum Antrieb einer Treibstoffpumpe für ein Triebwerk bekannt, das einen Elektromotor, ein Steuergerät und eine Druckluftturbine umfasst, die mittels eines Stellventils geregelt wird. Die Druckluftturbine wird mittels Zapfluft aus einem Kompressor des Triebwerks betrieben. Die Druckluftturbine kann zum Antrieb der Treibstoffpumpe zusammen mit dem Elektromotor betrieben werden.
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Kryogene Treibstoffe wie Flüssigerdgas werden stark abgekühlt und bei niedrigen Temperaturen beispielsweise von –164 bis –150°C gelagert. Die besonderen Anforderungen an den Antrieb von kryogenen Treibstoffen, die sich daraus ergeben, sowie insbesondere der beschränkte Bauraum an Bord von Flugzeugen erschweren den sicheren Einbau, Umbau und zuverlässigen Betrieb von kryogenen Treibstoffpumpen für Flugzeugtriebwerke. Problematisch ist auch der hohe Bedarf an elektrischer Energie für die kryogenen Treibstoffpumpen, der insbesondere beim Start eines Flugzeugs mehr als 100 kW betragen kann und die vorhandenen elektrischen Versorgungssysteme an Bord von Flugzeugen überfordert.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren und System für ein Nachrüsten eines Flugzeugs insbesondere zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe für ein Flugzeugtriebwerk zu entwickeln, das insbesondere einen sicheren Betrieb der Treibstoffpumpe gewährleistet.
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Die Aufgabe wird mit einem Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen ergeben sich aus den abhängigen Unteransprüchen. Zur Lösung der Aufgabe umfasst ein System ferner die Merkmale des Nebenanspruchs.
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Zur Lösung der Aufgabe wird eine kryogene Treibstoffpumpe für ein Flugzeugtriebwerk in einem Flugzeug vorgesehen. Ferner wird eine Zapfluftentnahme für das Flugzeugtriebwerk vorgesehen und mit der entnommenen Zapfluft eine elektrische und/oder mechanische Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe erzeugt. Die kryogene Treibstoffpumpe ist insbesondere im Rumpf eines Flugzeugs vorgesehen.
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Die Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe mittels der entnommenen Zapfluft ermöglicht es, dass die Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe ohne eine mechanische Kopplung zwischen Flugzeugtriebwerk und kryogener Treibstoffpumpe erzeugt werden kann. Flugzeugtriebwerk und kryogene Treibstoffpumpe weisen demnach keine mechanische Verbindung zur Übertragung einer Antriebskraft auf, wie dies beispielsweise bei mit Kerosin betriebenen Treibstoffpumpen aus dem Stand der Technik üblich ist. Auf diese Weise kann die kryogene Treibstoffpumpe flexibel an Bord eines Flugzeugs angeordnet werden, ohne dass aufwändige, konstruktive Anpassungen des Flugzeugs insbesondere des Flugzeugtriebwerkes erforderlich sind. Ein Flugzeug kann folglich in einfacher Weise mit einem Antrieb für eine kryogene Treibstoffpumpe umgerüstet oder nachgerüstet werden.
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Aufgrund des beschränkten Bauraums an Bord von Flugzeugen insbesondere am Flugzeugtriebwerk, lässt sich dies konstruktiv vorteilhaft verwirklichen, wenn die kryogene Treibstoffpumpe im Rumpf des Flugzeugs vorgesehen wird. Zudem ist es weiter vorteilhaft, die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Energie aus Zapfluft für die kryogene Treibstoffpumpe ebenfalls im Rumpf anzuordnen. Der Flugzeugrumpf kann grundsätzlich den Raum für Passagiere und Nutzlast beinhalten. Vorzugsweise wird die kryogene Treibstoffpumpe im Raum der Nutzlast vorgesehen, um den Umrüstungsaufwand weiter zu reduzieren. Das Vorsehen der kryogenen Treibstoffpumpe im Flugzeugrumpf ermöglicht auch ein effiziente thermische Isolierung und sicherheitsrelevante Trennung. Wenn zudem auch die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Energie aus Zapfluft im Flugzeugrumpf vorgesehen wird, erhält man ein besonders kompaktes System zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe, dass in technisch einfacher Weise in unterschiedlichen Flugzeugen nachgerüstet werden kann.
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Als kryogener Treibstoff wird vorzugsweise Flüssigerdgas (LNG) genutzt, welches auf eine Temperatur von –164 bis –150°C abgekühlt wird. Das Flüssigerdags wird grundsätzlich in verdampfter Form dem Flugzeugtriebwerk insbesondere der Brennkammer zugeführt. Die Einspeisung in die Brennkammer erfolgt vorzugsweise mit einem Druck oberhalb des Brennkammerdrucks.
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Die Zapfluftentnahme erfolgt vorteilhafterweise am Verdichter des Flugzeugtriebwerks, sodass verdichtete Luft entnommen wird. Die Zapfluftentnahme kann je nach Ausführung des Flugzeugtriebwerkes an einem Mantelstrom und/oder Kernstrom des Flugzeugtriebwerkes vorgesehen werden. Der im Triebwerk erzeugte Druck der komprimierten Luft sowie deren Temperatur verändern sich grundsätzlich je nach Betriebs- oder Flugphase, Der Energiebedarf der kryogenen Treibstoffpumpe entwickelt sich im Wesentlichen annähernd parallel dazu.
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Bei einer Ausführungsform ist vorgesehen, eine elektrische Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe mit einem Expander und einem daran gekoppelten Generator zu erzeugen. Der Expander nutzt hierbei die Energie der entnommenen Zapfluft aus dem Flugzeugtriebwerk, um den Generator anzutreiben.
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Kryogene Treibstoffpumpen mit niedrigem Bedarf an Energie können in der Regel vom vorhandenen Versorgungsnetz eines Flugzeuges beispielsweise einem am Flugzeugtriebwerk gekoppelten Generator gespeist werden. Alternativ oder ergänzend kann auch ein zusätzliches Hilfstriebwerk (APU) zur Versorgung der kryogenen Treibstoffpumpe vorgesehen werden. Vorzugsweise wird der kryogene Treibstoff wie Flüssigerdgas unter hohem Druck einer Brennkammer des Flugzeugs zugeführt. Der Druck eines zuzuführenden kryogenen Treibstoffes wird dabei vorzugsweise oberhalb des Brennkammerdrucks erhöht. Bei Startvorgängen eines Flugzeugs kann sich der Energiebedarf der kryogenen Treibstoffpumpe ebenfalls erhöhen. Die Zapfluftentnahme sowie die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft sind vorteilhafterweise so ausgelegt, dass der maximale Energiebedarf der kryogenen Treibstoffpumpe gedeckt wird. Das vorhandene Versorgungsnetz eines Flugzeugs kann damit weitgehend unverändert bleiben. Die Umrüstung eines Flugzeugs lässt sich hierdurch vereinfacht realisieren und es kann sichergestellt werden, dass sowohl die kryogene Treibstoffpumpe als auch eine darüber hinaus vorhandene parallele Treibstoffpumpe zuverlässig betrieben werden können.
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Bei einer weiteren Ausführungsform ist vorgesehen, eine mechanische Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe insbesondere mit einem Gasexpansionsmotor oder einer Druckluftturbine zu erzeugen. Der Gasexpansionsmotor oder die Druckluftturbine nutzt dabei die Energie der entnommenen Zapfluft, um die daran gekoppelte kryogene Treibstoffpumpe mechanisch anzutreiben. Zur verbesserten Regelung und/oder Steuerung der mechanischen Antriebskraft der kryogenen Treibstoffpumpe kann ein Stellventil vorgesehen werden.
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Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist ein Wärmeübertrager insbesondere Verdampfer vorgesehen, der die thermische Energie von der entnommenen Zapfluft auf einen kryogenen Treibstoff zu übertragen vermag. Der Wärmeübertrager ist bevorzugt so ausgelegt, dass der kryogene Treibstoff dabei verdampft wird. Vorteilhafterweise befindet sich der Wärmeübertrager insbesondere Verdampfer nachgeschaltet zur Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die Treibstoffpumpe mittels der entnommenen Zapfluft. Der verdampfte kryogene Treibstoff wie beispielsweise verdampftes LNG kann dann einer Brennkammer des Flugzeugtriebwerks für eine Verbrennung zugeführt werden.
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Vorzugsweise ist im Flugzeug wenigstens ein Behälter für einen kryogenen Treibstoff wie Flüssigerdgas vorgesehen, der mit der kryogenen Treibstoffpumpe für ein Zuführen des Treibstoffes verbunden ist. Der Behälter für den kryogenen Treibstoff ist bevorzugt im Rumpf des Flugzeugs angeordnet. Der Behälter kann mit weiteren Behältern für das Lagern eines kryogenen Treibstoffes verbunden sein, insbesondere derart, dass auch eine kontinuierliche Zufuhr des kryogenen Treibstoffes aus den nachgelagerten Behältern möglich ist. Alternativ oder ergänzend kann der Behälter für einen kryogenen Treibstoff die kryogene Treibstoffpumpe im Inneren des Behälters umfassen, so dass eine separat vorgesehene Verbindung zum Zuführen des kryogenen Treibstoffes zur Treibstoffpumpe entfällt und die Treibstoffpumpe unmittelbar mit dem kryogenen Treibstoff versorgt werden kann. Hierdurch können Probleme hinsichtlich Leckage oder Isolierung vermieden werden, so dass insgesamt eine kompakte und energieeffiziente Anordnung entsteht. Es ist zudem bevorzugt, eine kryogene Treibstoffpumpe, die intern in einem Behälter vorgesehen wird, mit elektrischer Antriebskraft zu betreiben. Aufgrund der besonderen thermischen Anforderungen zur Lagerung eines kryogenen Treibstoffes lässt sich auf diese Weise die Übertragung der Antriebskraft zur intern vorgesehenen Treibstoffpumpe vereinfacht realisieren.
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Bei kryogenen Treibstoffpumpen die extern zu einem Behälter für einen kryogenen Treibstoff vorgesehen werden, ist es auch möglich, statt eines elektrischen Antriebs eine mechanische Antriebskraft für die Treibstoffpumpen bereitzustellen. Dies kann über die komprimierte Zapfluft in zuvor beschriebener Art und Weise erzielt werden.
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Für eine Zufuhr des kryogenen Treibstoffes zur Brennkammer des Flugzeugtriebwerks ist vorzugsweise eine Treibstoffzuführung von der kryogenen Treibstoffpumpe zur Brennkammer vorgesehen, und zwar derart, dass der kryogene Treibstoff neben einem weiteren Treibstoff wie Kerosin zugeführt werden kann. So kann das kryogene Treibstoffsystem unabhängig von einem Kerosin-basierten Treibstoffsystem verwendet werden. Die parallele Verwendung einer kryogenen Treibstoffpumpe und einer vorhandenen Treibstoffpumpe im Flugzeug ermöglicht ein einfaches Umrüsten auf kryogene Treibstoffe, so dass umgerüstete Flugzeuge beispielsweise flexibel mit Kerosin und LNG betrieben werden können.
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Im folgenden werden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen Ausführungsformen der Erfindung zu derem besserem Verständnis näher beschrieben und erläutert werden. Es zeigen:
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1 eine schematische Darstellung eines Systems zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe mittels elektrischer Antriebskraft und
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2 eine schematische Darstellung eines Systems zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe mittels mechanischer Antriebskraft.
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Gemäß 1 umfasst ein Flugzeugtriebwerk 1 einen Verdichter 2, eine Brennkammer 3 sowie eine Turbine 4. Eine Zapfluftentnahme 5 ist am Verdichter 2 vorgesehen, um verdichtete Luft aus dem Flugzeugtriebwerk 1 zu entnehmen. Die Zapfluftentnahme ist mit einem Expander 6 verbunden, der bevorzugt im Rumpf eines Flugzeuges angeordnet ist.
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Der Expander 6 ist an einen Generator 7 für die Erzeugung einer elektrischen Antriebskraft gekoppelt. Der Generator 7 speist so einen Motor 13 zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe 8. Die kryogene Treibstoffpumpe 8 kann im Inneren eines Behälters für einen kryogenen Treibstoff 9 vorgesehen werden. Dies ist insbesondere vorteilhaft im Zusammenhang mit einem elektrischen Antrieb der Treibstoffpumpe 8.
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Der kryogene Treibstoff im Behälter 9 wird von der Treibstoffpumpe 8 mittels einer Treibstoffzuführung 10 dem Flugzeugtriebwerk 1 insbesondere einer Brennkammer 3 zugeführt. Der kryogene Treibstoff wird dabei vorzugsweise in verdampfter Form zugeführt. Hierzu kann ein Wärmeübertrager wie z. B. ein Verdampfer 11 in der Treibstoffzuführung 10 vorgesehen werden. Die thermische Energie zum Verdampfen des kryogenen Treibstoffes wird in einer bevorzugten Ausgestaltung von der aus dem Flugzeugtriebwerk 1 entnommenen Zapfluft bereitgestellt. Besonders vorteilhaft ist es im Anschluss an die Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die Treibstoffpumpe 8 mit Hilfe der entnommenen Zapfluft, diese zugleich im nachgeschalteten Verdampfer 11 zu verwenden, da die Zapfluft in der Regel noch ausreichend thermische Energie aufweist.
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Es ist überdies auch vorteilhaft, das erfindungsgemäße System im Wesentlichen im Flugzeugrumpf anzuordnen. Die Unterscheidung zwischen dem Bauraum des Flugzeugtriebwerks 1 und dem Bauraum des Flugzeugrumpfes wird durch die gestrichelte Linie verdeutlicht. Wie aus 1 ersichtlich sind bis auf die Leitung zur Zapfluftentnahme 5 sowie die Leitung zur Treibstoffzuführung 10 alle weiteren Komponenten vorzugsweise im Flugzeugrumpf vorgesehen. Folglich lassen sich Flugzeuge in technisch einfacher Weise mit dem erfindungsgemäßen System nachrüsten, ohne dass aufwendige Umbaumaßnahmen erforderlich sind oder eine Neugenehmigung eines Flugzeugs eingeholt werden muss. Darüber hinaus lassen sich die konstruktiven und sicherheitstechnischen Anforderungen für das Lagern und Fördern kryogener Treibstoffe wie LNG durch eine derartige Anordnung verbessert umsetzen. Der vorhandene Bauraum eines Flugzeugrumpfes insbesondere der für Nutzlast vorgesehene Raum kann dann in geeigneter Weise zur erfindungsgemäßen Umrüstung eines Flugzeugs genutzt werden. Hinzukommt, dass das kryogene Treibstoffsystem auch parallel zu einem vorhandenen Kerosin-basierten Treibstoffsystem verwendet werden kann, sodass ein flexibler Betrieb eines Flugzeugtriebwerks ermöglicht wird.
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2 zeigt eine weitere Ausführungsform bei der ein Gasexpansionsmotor oder eine Druckluftturbine 12 an die Zapfluftentnahme 5 verbunden ist, um eine mechanische Antriebskraft bereitzustellen. Die so bereitgestellte Antriebskraft wird durch Kopplung an die Treibstoffpumpe 8 übertragen. Die Treibstoffpumpe 8 kann alternativ auch außerhalb des Behälters 9 angeordnet werden, um z. B. einen Wärmeeintrag in den Behälter 9 zu verringern.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Flugzeugtriebwerk
- 2
- Verdichter
- 3
- Brennkammer
- 4
- Turbine
- 5
- Zapfluftentnahme
- 6
- Expander
- 7
- Generator
- 8
- kryogene Treibstoffpumpe
- 9
- Behälter für Treibstoff
- 10
- Treibstoffzuführung
- 11
- Verdampfer
- 12
- Gasexpansionsmotor oder Druckluftturbine
- 13
- Motor
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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