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Wärmeaustauschersystem zum Kühlen der Kabinen und der Ausrüstung von
Flugzeugen Die Erfindung betrifft ein Wärmeaustauschersystem zum Kühlen der Kabinen
und der Ausrüstung von Flugzeugen, bei dem die latente Wärme der zur Kühlung der
Kabinen und Ausrüstung dienenden Luft in Wärmeaustauschem an den zu den Flugzeugtriebwerken
strömenden Kraftstoff abgegeben wird.
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Wenn ein Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit fliegt, so wird an der
Außenhaut des Flugzeugs eine beträchtliche Wärinemenge er-zeugt. Das ist besonders
bei überschallflugzeugen der Fall, wenn diese aus großer Reiseflughöhe zur Landung
anfliegen und dabei in dichtere Luftschichten kommen. Das Problem besteht nun darin,
diese Wärme so abzuführen, daß die Temperatur der Kabine und der Ausrüstung nicht
in unzulässiger Weise erhöht wird. Die Verwendung eines besonderen Kühlmittels,
wie beispielsweise Wasser, stellt für ein Flugzeug keine befriedigende Lösung dar,
da die erforderliche Menge des Kühlmittels zu viel Raum einnehmen und außerdem zu
schwer sein würde.
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Um dieses Problem zu lösen, ist bereits eine Kühleinrichtung für ein
Flugzeug bekannt, die mit Kompressor, Wärineaustauscher für die zu kühlende Luft,
Kühlmittelvorratsbehälter und Verdampfer arbeitet. Es handelt sich also um eine
übliche Kompressorkühlanlage, bei der die Wärme mittels eines Kondensators an den
Brennstoff des Flugzeugs abgegeben wird. Eine derartige Kühlanlage ist nicht nur
sehr aufwendig, störanfällig und schwer, sie hat auch den Nachteil, daß sie unwirksam
wird, wenn der Brennstoff des Flugzeugs weitgehend verbraucht ist.
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Bei einer ähnlich arbeitenden, bekannten Kühlanlage soll dieser Nachteil
dadurch verringert werden, daß die Wärme an den zu den Triebwerken strömenden Kraftstoff
abgegeben wird, wozu die zu den Triebwerken führende Kraftstoffleitung mit Abzweigungen
versehen ist, die einen Nebenkreis bilden. In diesen Nebenkreis sind dann die Wänneaustauscher
eingeschaltet. Durch Bildung von Nebenkreisen wird jedoch das Kraftstoffversorgungssystem
für die Triebwerke wesentlich komplizierter und vor allem länger, wodurch die Störanfälligkeit
des Kraftstoffsystems erhöht wird. Außerdem steigt durch die vielen Krümmungen,
Abzweigungen und Nebenleitungen der Strömungswiderstand beträchtlich an. Auf die
Kompaktheit und vor allem auf die direkte, gerade und umleitungsfreie Verbindung
der Kraftstofftanks mit den Triebwerken kommt es aber bei einem Kraftstoffversorgungssystem
für Flugzeuge ganz wesentlich an.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten
Wärmeaustauschersysteme zu vermeiden und sicherzustellen, daß eine möglichst direkte
Verbindung zwischen Kraftstofftank und Triebwerken besteht, wobei die Kühlung auch
dann noch wirksam sein soll, wenn - was in Notfällen vorkommen kann
- die Hauptkraftstofftanks leergeflogen sind.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Wärme zunächst
an den in einem geschlossenen, vom normalen Triebwerksversorgungssystem unabhängigen
Kreislauf strömenden Reservekraftstoff in einem ersten Wärmeaustauscher abgegeben
wird, und der Reservekraftstoff seine Wärme in einem zweiten Wärmeaustauscher an
den Triebwerkskraftstoff abgibt.
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Da der Reservetank - abgesehen von Notfällen - immer
voll gefüllt ist, kann normalerweise ausreichend Wärme abgeführt werden. Der Reservekraftstoff
dient also als Kühlflüssigkeit. Das Rohrsystem für den Kreislauf des Reservekraftstoffs
ist zwar verhältnismäßig kompliziert, da der kühlende Reservekraftstoff zu den verschiedenen
Wänneaustauschern für Kabinenluft und Geräte an verschiedenen Stellen des Flugzeugs
geführt werden muß, jedoch stellt diese Ausbildung keinen Nachteil dar, denn die
Hauptkraftstoffversorgungsleitungen für die Triebwerke bleiben unberührt. Die Zirkulation
des Reservekraftstoffs ist von der tatsächlichen Kraftstoffversorgung der Triebwerke
völlig unabhängig.
Die Brennstoffleitungen sind von irgendwelchen
Umwälzeinrichtungen vollständig frei gehalten.Nur der zweite Wärineaustauscher ist
an sie angeschlossen. Jedoch erzeugt dieser Wärineaustauscher in den Kraftstoffleitungen
lediglich einen kleinen zulässigen Druckabfall. Da der zweite Wärmeaustauscher die
Wärme zudem nur zwischen zwei Flüssigkeiten auszutauschen braucht, deren Wärmeleitfähigkeit
verhältnismäßig gut ist, kann er klein und strömungsgünstig ausgelegt werden.
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Unter normalen Bedingungen dient der Reservekraftstofftank als eine
Wärmesammelstelle für die Restwärme, die dem umgewälzten Reservekraftstoff nach
dem Verlassen des zweiten Wärmeaustauschers nicht entzogen worden ist, während die
Temperatur des in den Haupttanks befindlichen Kraftstoffs nicht erhöht wird.
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Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung wird die Umwälzmenge des
Reservekraftstoffs durch einen Thermostaten gesteuert, der in dem Kreislauf des
Reservekraftstoffs in Strömungsrichtung vor dem zweiten Wärmeaustauscher angeordnet
ist und eine Umwälzpumpe für den Reservekraftstoff schaltet. Der Thermostat tastet
dabei die Wärme des Reservekraftstoffs nach Verlassen des ersten Wärmeaustauschers
ab. Steigt die Temperatur an, so schaltet der Thermostat die Umwälzpumpe des Reservekraftstoffs
ein, so daß die Umwälzmenge erhöht wird und mehr Wärmemenge abgeführt wird. Das
Erhöhen der Umwälzmenge kann z. B. durch zeitweises Einschalten einer zusätzlichen
Umwälzpumpe erfolgen.
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Bei dem erfindungsgemäßen Wärmeaustauschsystem kehrt der umgewälzte
Reservekraftstoff zu dem gleichen Tank zurück, aus dem er abgezogen worden ist.
Dadurch wird der Schwerpunkt des Flugzeugs in keiner Weise beeinflußt.
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Auch für den außergewöhnlichen Fall, daß der Kraftstoff der Haupttanks
verbraucht ist und der Reservekraftstoff zur Versorgung der Triebwerke herangezogen
werden muß, kann trotz der fehlenden Kühlung durch den normalerweise zu den Triebwerken
fließenden Kraftstoff die Temperatur des Reservekraftstoffs nicht unzulässig ansteigen,
weil gemäß einer Weiterbildung der Erfindung in den Kreislauf des Reservekraftstoffs
ein zusätzlicher Wärmetauscher eingeschaltet ist, durch den Wärme an die Ansaugluft
der Triebwerke abgegeben werden kann. Damit ist auch bei Notfällen, in denen der
Reservekraftstoff gebraucht wird, eine ausreichende Kühlung der Kabine und Ausrüstung
gewährleistet.
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Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand der
Zeichnung näher erläutert. Der Kraftstoff für die Triebwerke des Flugzeugs wird
aus dem Sammeltank 10 in die Leitungen 16
unter Verwendung von Förderpumpen
18 gepumpt. Irgendeine Anzahl weiterer Brennstofftanks, von denen zwei Tanks
12, 13 dargestellt sind, fördern in den Sammeltank 10 über die Leitungen
14, 15. Zusätzlich zu den Tanks 10, 12 und 13 ist ein Reservekraftstofftank
11 vorhanden, dessen Kraftstoff normalerweise nicht zum Verbrauch während
des Fluges verwendet wird, sondern nur für Notfälle vorhanden ist oder lediglich
während der letzten Manöver vor dem Landen gebraucht wird. Der Reservekraftstoff
im Tank 11 zirkuliert kontinuierlich durch eine geschlossene Leitung
19 wieder zurück in den Tank, was mit einer oder zwei Umwälzpumpen 22,
23 geschieht. Damit der Reservekraftstoff den Motoren zugeführt werden kann,
wenn dies erforderlich sein sollte, ist die Leitung 19 mit einer Abzweigleitung
20 versehen, die in den Sammeltank 10 führt und durch ein Ventil 21 abgesperrt
werden kann.
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Die Leitung 19 ist mit in Serie geschalteten Wärmeaustauschern
29, 30 und 31 versehen. In dem Wärmeaustauscher 29 nimmt der
umgewälzte Reservebrennstoff Wärme aus der Luft der Flugzeugkabine auf. Durch den
Wärineaustauscher 30 wird Luft hindurchgeleitet, die für die Kühlung von
Flugzeugausrüstungen bestimmt ist. Der Wärmeaustauscher 31 ist vorgesehen,
um die Wärme aus dem Reservekraftstoff aufzunehmen, der durch die Wärmeaustauscher
29, 30 erwärmt ist. Hauptsächlich aber wird dem umgewälzten Reservekraftstoff
in einem weiteren mehrstufigen Wärmeaustauscher 17, der in die Leitungen
16 zwischen Sammeltank 10 und Triebwerken eingebaut ist, Wärme entzogen.
In dem Wärmeaustauscher 17 verliert der Reservekraftstoff einen großen Teil
seiner Wärme, die er in den Wärmeaustauschern 29, 30
aufgenommen hat und gibt
sie an jenen Kraftstoff ab, der den Triebwerken zugeführt wird.
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Falls z. B. Kerosin gefahren wird, kann die Temperatur des Kraftstoffs
in dem Reservetank auf einer maximalen Höhe von beispielsweise 50' C
gehalten
werden, während die Temperatur des Kraftstoffs, der den Triebwerken zugeleitet wird,
auf 100' C ansteigen kann. Die vorgesehene Steuerung gestattet eine automatische
Änderung der Menge des umgewälzten Reservekraftstoffs in der Leitung 19 in
übereinstimmung mit der Temperatur des Kraftstoffs. Die Umwälzpumpen 22,
23 für den Reservekraftstoff werden elektrisch geregelt. Eine davon ist dauernd
über eine Leitung 25, die von einer elektrischen Spannungsquelle
27 heranführt, unter Strom. Die andere Pumpe 22 wird über eine Leitung 24
durch einen Thermostaten 26 überwacht, der in der Leitung 19 in Strömungsrichtung
vor dem Wärmeaustauscher 17 eingebaut ist. Die Pumpe 23
wird somit
immer laufen, während'die Pumpe 22 in Abhängigkeit von der Temperatur des umgewälzten
Reservekraftstoffs ein- und ausgeschaltet wird. Die Pumpe 23 wird im allgemeinen
nur während des Startens und dem nachfolgenden Steigflug laufen. Während des Sinkfluges
werden beide Pumpen laufen.
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Der Wärmeaustauscher 31 gibt die Wärme des umgewälzten Reservekraftstoffs
an die Ansaugluft der Triebwerke ab. Die Ansaugluft kann durch den Wärmeaustauscher
31 angesaugt werden, was willkürlich durch Betätigung eines Steuerventils
geschehen kann. Dies ist zur Herabsetzung der Temperatur des Reservekraftstoffs
insbesondere dann nützlich, wenn das Kühlsystem auf seiner vollen oder in der Nähe
seiner vollen Leistung läuft, z. B. beim Niedergehen aus großer Höhe, oder wenn
der Reservekraftstoff zur Triebwerksversorgung ausnahmsweise herangezogen werden
muß.