DE2403159A1

DE2403159A1 - Anlage zum kuehlen waehrend des flugs von an bord eines flugzeugs befindlichem brennstoff

Info

Publication number: DE2403159A1
Application number: DE2403159A
Authority: DE
Inventors: Kleber Toure
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1973-02-05
Filing date: 1974-01-23
Publication date: 1974-08-08
Also published as: US3874168A; DE2403159B2; FR2216175B1; DE2403159C3; FR2216175A1; GB1426411A

Description

Dr. Ing. H. Negendank

DIpI. Ing. H. Hauck - Dipl. Phys. W. Schmitz

Dipl. Ing. E. Graalf s - Dip!. Ing. W. Wehnert

8 München 2, fciGsafisSraß© 23

Telefon 5380586

Societe Nationale d¹Etude et de

Construction de Moteurs d¹Aviation

15o Boulevard Haussmann

75 Paris , Frankreich 21. Januar 1974

Anwaltsakte M-2873

Anlage zum Kühlen während des Flugs von an Bord eines Flugzeuges befindlichem Brennstoff

Die Erfindung betrifft eine Anlage zum Kühlen während des Flugs von an Bord eines Flugzeugs befindlichem Brennstoff, der zum Speisen eines Schubtriebwerks des Flugzeugs bestimmt ist, wobei das Flugzeug mit einer Brennstoffspeisepumpe für das Triebwerk und mit einer Rückführungsleitung ausgerüstet ist, die wenigstens bei bestimmten Betriebszuständen des Triebwerks ein Wiederumlaufen wenigstens eines Teils des von der Speisepumpe geförderten Brennstoffdurchsatzes zur Ansaugseite der Speisepumpe zuläßt, und wobei die Anlage zum Kühlen einen in thermischer Berührung mit dem zu kühlenden Brennstoff stehenden von einem Kühlmittel durchströmten Wärmetauscher und ein Gerät aufweist, das eine Beschleunigung der Strömung des Kühlmittels durch den

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Wärmetauscher zuläßt.

Bei der Berechnung der Charakteristiken eines Wärmetauschers und bei der Bestimmung von Parametern (Abmessungen, Form, verwendete Materialien, Art und Durchflußgeschwindigkeit der in Frage kommenden Strömungsmittel, Druckverluste usw.), die dessen Betrieb bestimmen, wird im allgemeinen einer bestimmten Anzahl von zu erfüllenden Kriterien oder Bedingungen Rechnung getragen, etwa dem Wirkungsgrad des Wärmeaustausche, der Betriebsdauer des Wärmetauschers, dem Gewicht und dem Platzbedarf des letzteren, den Herstellungs- und Betriebskosten usw.. Die endgültige Wahl geht daher aus einem Kompromiß zwischen diesen verschiedenen häufig gegensätzlichen Bedingungen hervor.

Für den Fall eines zum Einbau an Bord eines Flugzeugs bestimmten Wärmetauschers sind unter den genannten Kriterien zwei von besonderer Bedeutung: Der Platzbedarf und das Gewicht, die soweit als möglich vermindert werden müssen.

Das zum Kühlen des Brennstoffs verwendete Strömungsmittel kann z.B. Luft oder öl sein.

j Für den Fall einer von der Drehzahl abhängigen Förderpumpe (z.B.

j Zahnradpumpe) wird der für den Betrieb des Triebwerks erforderliche Durchsatz durch ein veränderliches Wiederumlaufen erhalten, das vom Regler des Triebwerks gesteuert wird. Eine der Wirkungen dieses Wiederumlaufens ist die Erhöhung der Brennstofftemperatur.

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Nun ist aber bei großer Plughöhe dieses Wiederumlaufen von großer Bedeutung aufgrund der Tatsache, daß der zum Betrieb des Triebwerks erforderliche Brennstoffdurchsatz an den Einspritzdüsen vermindert werden muß. Daraus ergibt sich eine bedeutende Erhöhung der Brennstofftemperatür, die zur Temperaturerhöhung aufgrund der Verminderung des spezifischen Gewichts der Luft hinzukommt, so daß bei einem gegebenen Wärmetauscher der Wirkungsgrad für die Kühlung durch Luft bei großer Flughöhe viel geringer ist als bei geringer Flughöhe.

Wenn man für alle Flughöhen einen annehmbaren Wirkungsgrad für die Kühlung durch Luft aufrecht erhalten will, kommt man folglich dazu, den Wärmetauscher für einen Betrieb bei großer Flughöhe zu berechnen.

Ist die Anlage zum Kühlen von an Bord eines Flugzeugs befind-

liehen Brennstoffs auf diese Weise berechnet, um wirksam ihre ' Funktion unter den ungünstigen Bedingungen zu erfüllen, so weist sie doch im allgemeinen einen bedeutenden Platzbedarf und ein bedeutendes Gewicht auf, die für die übrige Zeit das Flugzeug unnütz beeinträchtigen.

Die vorliegende Erfindung beabsichtigt in allgemeiner Art den Wirkungsgrad für die Kühlung von an Bord eines Flugzeugs enthaltenem Brennstoff zu vergrößern.

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Sie beabsichtigt auch für den Fall, daß das Strömungsmittel aus einem atmosphärischen Luftstrom gebildet wird, wenigstens teilweise die Nachteile des genannten Platzbedarfs und Gewichts dadurch zu vermeiden, daß eine Regelung des Durchsatzvolumens der zum Kühlen des Brennstoffs verwendeten Luft sichergestellt wird, um die mit der Plughöhe erfolgenden Veränderungen des spezifischen Gewichts dieser Luft auszugleichen.

Sie beabsichtigt überdies die Leistungsfähigkeit des ganzen Flugzeugs zu vermehren.

Zu diesem Zweck ist eine Anlage zum Kühlen der oben angegebenen Art erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß ein Hydraulikmotor das Strömungsbeschleunigungsgerät antreibt, und daß eine Einrichtung den Hydraulikmotor mit wenigstens einem Teil des die Rückführungsleitung durchströmenden Brennstoffdurchsatzes speist.

Wie ersichtlich, ist diese Anordnung besonders interessant, da sie in wirtschaftlich vorteilhafter Weise Nutzen aus einem gewissen Parallelismus zieht, der von vornherein nicht offensichtlich ist und sich bei Zunahme der Flughöhe des Flugzeugs zeigt zwischen einerseits der Zunahme des Durchsatzvolumens der Luft, idie den Austauscher durchqueren muß, um mit der Flughöhe die Ver-

minderung des spezifischen Gewichts dieser Luft auszugleichen, und andererseits der Zunahme des wiederumlaufenden Brennstoffdurchj satzes aufgrund der Tatsache, daß der effektive Brennstoffver-ίbrauch im Triebwerk mit der Flughöhe abnimmt. Mit anderen Worten

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verändern sich der Energiebedarf zum Antreiben des Beschleuni- j gungsgeräts (Gebläse) für die Strömung des Kühlmittels und die "gratis" verfügbare Energie (in Form von Hochdruckbrennstoff im Verlauf des Wiederumlaufens) zum Befriedigen dieses Bedarfs

im gleichen Sinn.

Der genannte Hydraulikmotor kann vorteilhaft eine hydraulische Turbine sein, von z.B. Pelton-Bauart.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform haben das Strömungsbeschleunigungsgerät und die hydraulische Turbine den gleichen Rotor mit zwei radial übereinander gelagerten Schaufelkränzen, die vom Kühlmittel bzw. von dem aus der Rückführungsleitung stammenden Brennstoff durchströmt werden.

Gemäß einer Anordnung der Erfindung kann überdies eine Einrichtung vorgesehen werden zum Regeln des den Hydraulikmotor (Tür- I bine) versorgenden Brennstoffs z.B. in Abhängigkeit von der Temperatur des zu kühlenden Brennstoffs. ;

Die im Hinblick auf die beigefügte Zeichnung und als nicht be- j grenzendes Beispiel gegebene Beschreibung läßt die Verwirklichung der Erfindung gut verstehen, wobei die sich sowohl aus dem j Text als aus der Zeichnung ergebenden Einzelheiten selbstverständlich Bestandteil der vorliegenden Erfindung sind. Es zeigt:

Fig. 1 eine schematische Ansicht einer erfindungsgemäßen

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Anlage zum Kühlen von an Bord eines Flugzeugs befindlichem Brennstoff;

Fig. 2 eine schematische Ansicht bestimmter Einzelheiten dieser Anlage.

Fig. 1 zeigt ein Triebwerk 1, etwa eine Strahlturbine, die an Bord eines Flugzeugs angebracht und zum Antrieb des nicht gezeigten Flugzeugs bestimmt ist. Dieses Triebwerk enthält insbesondere wenigstens einen Brenner 2, der mit aus einem Brennstoffbehälter R stammenden Brennstoff versorgt wird, wobei dieser Brennstoffbehälter ebenfalls an Bord des Flugzeugs angebracht ist. Dieser Behälter R ist mit dem Brenner 2 verbunden über eine Niederdruckleitung 3, eine Brennstoffpumpe 4 und eine Hochdruckleitung 5. In diese Hochdruckleitung 5 ist ein Dosierregler 6 eingeschaltet, der entsprechend dem Bedarf den tatsächlich am Triebwerk ankommenden Brennstoffdurchsatz Q zu verändern gestattet.

Die Pumpe 4 ist im allgemeinen eine solche mit festgelegter Fördermenge, so daß bei einer für die Pumpe gegebenen Drehzahl der von dieser gelieferte Durchsatz konstant ist. Es muß folglich wenigstens bei bestimmten Betriebsbedingungen des Triebwerks wenigstens ein Bruchteil Q₂ des von der Pumpe 4 geförderten Durchsatzes zur Ansaugseite dieser Pumpe wiederumlaufen.

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Zu diesem Zweck ist für diesen Bruchteil Q« eine Rückführungsleitung 7 vorgesehen, die mit dem Behälter R über eine zwischengeschaltete Leitung 8 in Verbindung steht, in der ein aus-

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tariertes Klappenventil 9 eingeschaltet ist, das gleichzeitig als Energieabbauvorrichtung dient. Dieses Klappenventil öffnet sich solange wie der in der Rückführungslextung 7 herrschende Druck einen vorgegebenen Wert übersteigt und läßt den wieder-umlaufenden Durchsatz Q- nach Abbau seiner Energie in den Behälter R zurückfließen.

Im Betrieb ist stets Q=Q. +Q₂* Daraus ergibt sich, daß der : wiederumlaufende Durchsatz Q~ zunimmt, wenn der tatsächlich im Triebwerk verwendete Durchsatz Q, abnimmt (dies ist insbesondere dann der Fall, wenn die Flughöhe zunimmt).

Die Temperatur des im Behälter R befindlichen Brennstoffs neigt dazu, im Verlauf des Flugs des Flugzeugs anzusteigen, einesteils

j wegen der Nähe der zu der vom Triebwerk 1 gebildeten Wärmequelle und andererseits infolge des Energieabbaus des wiederumlaufenden

; Brennstoffs. Dieser Brennstoff muß daher aus Sicherheitsgründen j gekühlt werden.

! Zu diesem Zweck wird der Brennstoff einera Wärmeaustausch mit ] einem geeigneten Kühlmittel, etwa Luft, unterworfen.

Fig. 1 zeigt einen Wärmetauscher 10 mit einer Vielzahl von Wärmetauschrohren, die so angeordnet sind, daß sie den Behälter R durch ' queren. Diese Rohre stehen außen in Wärmeberührung mit dem zu kühj lenden Brennstoff und sie werden innen von einem Luftstrom A durch

strömt. Dieser Luftstrom dringt in den Wärmetauscher durch eine

; stromlinienförmige Eintrittsverkleidung 11 ein und verläßt ihn ' -8-

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durch eine stromlinienförmige Austrittsverkleidung 12.

Ein Gerät 13 gestattet eine Beschleunigung der Kühlmittelströmung durch die Rohre des Wärmetauschers 10. Wie in Fig. 1 gezeigt, enthält dieses Strörcungsbeschleunigungsgerät z.B. ein Gebläse 13 j vorteilhaft von der Helicozentrifugal-Bauart das in der stromlinienförmigen Eintrittsverkleidung 11 angeordnet ist und von einem j Hydraulikmotor 14, etwa einer hydraulischen Turbine der Pelton- j Buart, angetrieben wird.

Das Gebläse 13 und die Turbine 14 haben vorteilhaft einen gemeinsamen Rotor, der sich in einem von stromlinienförmigen Armen 41 getragenen Lager dreht. Dieser Rotor weist zwei radial übereinandergeordnete Schaufelkränze auf, nämlich einen Gebläseschaufelkranz 15 und einen Turbinenschaufelkranz 16.

Der Turbinenschaufelkranz 16 dreht sich in einem Gehäuse 17 mit ^; einem Einlaß 18 und einem Auslaß 19. Der Einlaß 18 des Turbinen- _: gehäuses weist vorteilhaft eine tangentiale Einspritzdüse der : Pelton-Bauart auf und ist über eine Leitung 20 mit der Brennstoffrückführungsleitung 7 verbunden. Der Auslaß 19 des Gehäuses 17 ; ist über eine Leitung 21 mit dem Behälter R verbunden. Das die ; hydraulische Turbine antreibende Antriebsströmungsmittel wird da-

: her wenigstens zum Teil von dem die Rückführungsleitung 7 durch-• strömenden Brennstoffdurchsatz Q₂ gebildet.

Das Gebläse 13 gestattet die Förderung eines bedeutenden Luftdurchsatzes durch die Wärmetauschrohre 10. -9-

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Die Drehzahl der hydraulischen Turbine 14 (und folglich der vom Gebläse 13 geförderte Luftdurchsatz) kann mittels einer Drosseleinrichtung 22 geregelt v/erden, die eine Änderung des an der Turbine ankommenden Durchsatzes von Hochdruckbrennstoff gestattet. : Die Drosseleinrichtung 22 kann automatisch in Abhängigkeit von ■ der Brennstofftemperatur im Behälter R betätigt werden, wobei diese Temperatur mit Hilfe eines Gebers 23 gemessen wird.

Fig. 2 zeigt mehr ins einzelne gehend eine Ausführungsform des Steuersystems der Drosseleinrichtung 22.

Der Geber 23 weist ein hermetisch abgeschlossenes Gehäuse 24 auf, j das in den Brennstoffbehälter R eingetaucht ist. Dieses Gehäuse

I enthält einen Satz von verformbaren Kapseln 25, die von einem i ausdehnbaren Strömungsmittel umspült werden. Diese Kapseln sind

; durch eine zwischengeschaltete Stange 26 mit einem Steuerschieber

j 27 verbunden, der in einem Gehäuse 28 beweglich ist und mit einer in diesem Gehäuse angebrachten Öffnung 29 in der Weise

¹ zusammenarbeitet, daß er einen Kanal 30 mit veränderlichem Quer-

schnitt bildet. Der Steuerschieber 27 bildet mit dem Gehäuse 28 '■ eine Kammer 31, die über eine Leitung 32 dauernd mit der Rück-

! i

führungsleitung 7 verbunden ist. Die Kammer 31 verbindet eben-

' falls über den Kanal 30 mit veränderlichem Querschnitt eine Lei- j

i !

ι tung 33 und eine Drosselstelle 34 mit dem Brennstoffbehälter R. !

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ι Der oberhalb der Drosselstelle 34 in der Leitung 33 herrschende !

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Druck wird mittels einer Leitung 35 abgeleitet und beaufschlagt !

einen Servokolben, der gleichzeitig die genannte Drosseleinrichtung 22 bildet. ;

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?!enn die Brennstoff temperatur im Behälter R zunimmt, steigt der Druck des ausdehnbaren Strömungsmittels im Gehäuse 24 in der Weise an, daß die Kapseln 25 zusammengedrückt v/erden. Die Stange 26 des Steuerschiebers 27 wird dann links in der Weise verschoben, daß der Querschnitt des Kanals 30 abnimmt. Aus diesem Grund nimmt der in der Leitung 35 herrschende Druck ab und die Drosseleinrichtung 22 verschiebt sich nach links, d.h. im Sinn einer Vergrößerung des der Turbine 14 zugeführten Brennstoffdurchsatzes. Diese Turbine beschleunigt sich in der Weise, daß der vom Gebläse 13 in den Wärmetauscher IO geförderte Kühlluftdurchsatz zunimmt und mit ihm der Wirkungsgrad der Kühlung des im Behälter R enthaltenen Brennstoffs.

Eine auf den Kapseln 25 abgestützte Schraube 36 gestattet die Ansprechgrenze der Vorrichtung zu regeln. Man kann z.B. so verfahren, daß die Turbine 14 unterhalb einer bestimmten Brennstofftemperatur nicht mit Antrxebsstörmungsraittel versorgt wird. Das Gebläse 13 dreht sich folglich als einfaches Windrad unter der Wirkung des unter dem dynamischen Druck des Flugs, stehenden Luftstroms A.

Die vorliegende Erfindung gestattet die Erzielung verschiedener Vorteile. Ein erster Vorteil wird gebildet durch die Möglichkeit

einer automatischen Regelung in Abhängigkeit vom Bedarf des Kühl-j Wirkungsgrads des Brennstoffs und dies ganz bei Verwendung eines Wärmetauschers 10 mit vermindertem Platzbedarf und Gewicht.

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Ein zv7eiter Vorteil liegt in der Vergrößerung der allgemeinen Leistungsfähigkeit der Anlage durch Verwendung der in dem um die Pumpe 4 herum rezirkulierten Brennstoffstrom enthaltenen Gratisenergie.

Es ist zu bemerken, daß die Verwendung dieser Gratisenergie umsomehr von Interesse ist als sie im wesentlichen erzeugt wird, wenn

I das Flugzeug in großer Flöhe fliegt. In der Tat entsteht daher eine . vorteilhafte Paarung eines Bedarfs (und zwar desjenigen den VoIu-

mendurchsatz der Kühlluft in der Weise zu vergrößern, um in der ίHöhe die Verminderung des spezifischen Gewichts dieser Luft aus-

■ zugleichen) und einer Antwort auf diesen Bedarf (nämlich das Vorhandensein einer vom wiederumlaufenden Brennstoff gebildeten sehr ; bedeutenden Energiequelle. Es ist hierbei daran zu erinnern, daß

^: der vom Triebwerk 1 tatsächlich verbrauchte Brennstoffdurchsatz 0.

: bei zunehmender Flughöhe in der Weise abnimmt, daß der zum Antrei-;

ίben der Turbine 14 zur Verfugung stehende Brennstoffdurchsatz Q~ j zunimmt und mit ihm der vom Gebläse 13 in den Wärmetauscher 10 geförderte Volumendurchsatz der Kühlluft).

i Es versteht sich von selbst, daß die beschriebene Ausfuhrungsform

:nur ein Beispiel ist und daß dieses abgeändert werden kann insbe-.j ^: j

j sondere durch Austausch technischer Äquivalente, ohne hierbei den ' Rahmen der Erfindung zu verlassen.

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Somit !könnte z.B. der Wärmetauscher 10 außerhalb des Behälters R angeordnet sein, mit dem er dann über Brennstoffumlaufleitungen verbunden wäre. Andererseits könnte der Hydraulikraotor 14 statt am Umfang des Gebläses 13 in der Nabe dieses Gebläses angeordnet werden.

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Claims

Dr. !ng. H. N'sc-.jndank Dipl. Ing. H. Hohc.- · :-r! ^>ys. W. Schmilz Dipl. Ing. E. Grssl;. - l = ! : g. -7. Wehnelt 8 München 2, thtMZXlsizij&a 23 Telefon 5330586 Societe Nationale d1Etude et de Construction de Moteurs d1Aviation Boulevard Haussmann 21. Januar 1974 Anwaltsakte M-2873 Patentansprüche

1. !Anlage zum Kühlen während des Flugs von an Bord eines Flugzeugs befindlichem Brennstoff, der zum Speisen eines Schubtriebwerks des Flugzeugs bestimmt ist, wobei das Flugzeug mit einer Brennstoffspeisepumpe für das Triebwerk und mit einer Rückführungsleitung ausgerüstet ist, die wenigstens bei be-

stimmten Betriebszuständen des Triebwerks ein Wiederumlaufen j wenigstens eines Teils des von der Speisepumpe geförderten _:

Brennstoffdurchsatzes zur Ansaugseite der Speisepumpe zuläßt, . und wobei die Anlage zum Kühlen einen in thermischer Beruh- ' rung mit dem zu kühlenden Brennstoff stehenden von einem Kühlmittel durchströmten Wäremtauscher und ein Gerät aufweist, das:

ί eine Beschleunigung der Strömung des Kühlmittels durch den j

Wärmetauscher zuläßt, dadurch gekennzeichnet, daß ein Hydrau- i likmotor das Strömungsbeschleunigungsgerät antreibt, und daß eine Einrichtung den Hydraulikmotor mit wenigstens einem Teil j

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des die Rückführungsleitung durchströmenden Brennstoffdurchsatzes speist.

2. Anlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Hydraulikmotor eine hydraulische Turbine ist.

3. Anlage nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die hydraulische Turbine von Pelton-Bauart ist.

4. Anlage nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Strömungsbeschleunigungsgerät und die hydraulische Turbine den gleichen Rotor mit zwei radial übereinander gelagerten Schaufelkränzen haben, die vom Kühlmittel bzw. von dem aus der Rückführungsleitung stammenden Brennstoff durchströmt werden.

5. Anlage nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeich- ; net, daß eine Einrichtung den den Hydraulikmotor speisenden Brennstoffdurchsatz regelt.

6. Anlage nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung die Temperatur des zu kühlenden Brennstoffs anzeigt, und daß eine Einrichtung die Regeleinrichtung für den Brenn- >

stoffdurchsatz in Abhängigkeit von der angezeigten Temperatur

steuert. !

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7. Anlage nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Kühlmittel Luft ist, dessen Strömung mit Hilfe eines Gebläses beschleunigt v/ird.

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