DE3779796T2

DE3779796T2 - Flugzeugnotstromaggregat.

Info

Publication number: DE3779796T2
Application number: DE8787303210T
Authority: DE
Inventors: Michael S Koerner; Ronald J Ness; Francis K Weigand
Original assignee: AlliedSignal Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1986-04-14
Filing date: 1987-04-13
Publication date: 1993-01-21
Anticipated expiration: 2007-04-14
Also published as: JPS62243933A; JPH07318058A; DE3779796D1; IL82195A; ES2031888T3; US4777793A; EP0242162A2; EP0242162A3; EP0242162B1; JP2964063B2

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein System zur Erzeugung von Notstrom für ein Flugzeug. Insbesondere sieht die Erfindung ein Subsystem für gespeicherte Energie für die gesteuerte Abgabe eines Hochtemperatur-Hochdruckgases vor. Das durch das System erzeugte Gas kann dazu verwendet werden, um ein Turbinenrad anzutreiben, welches Strom zum Antrieb von Geräten, wie Triebwerksanlasser, elektrische Generatoren und Hydropumpen, generiert.
Im allgemeinen weist ein Flugzeug ein oder mehrere Primärtriebwerke zur Erzeugung der Schubleistung für das Flugzeug sowie der unter Druck stehenden Abzapfluft für die Regelsysteme für Umgebungsbedingungen auf. Das Primärtriebwerk erzeugt auch Strom, um die elektrischen Generatoren und Hydropumpen anzutreiben, die beide dazu dienen, die Instrumente und Flugsteuerungssysteme mit Strom zu versorgen. Zusätzlich weisen viele Flugzeuge auch noch Hilfsstromaggregate für die Erzeugung von Elektrizität und hydraulischer Kraft sowie von Abzapfluft für das Flugzeug auf, wenn die Primärtriebwerke nicht arbeiten, z.B. wenn sich das Flugzeug auf dem Boden befindet. Das Hilfsstromaggregat kann auch Strom zum Starten der Primärtriebwerke erzeugen, und zwar auf dem Boden wie auch während des Fluges. Sowohl das Primär- wie das Hilfstriebwerk werden mit Flugbrennstoff aus den Hauptbrennstofftanks des Flugzeuges, vermischt mit aus der Atmosphäre abgezogener Luft, als Brennstoffkomponenten betrieben. Um einen maximalen Wirkungsgrad des Brennstoffes zu erhalten, arbeiten diese Triebwerke auf eine stöchiometrisch luftreiche, brennstoffarme Weise.
Vielfach ist für den Start des Hilfsstromaggregats eine äussere Stromquelle, wie z.B. ein auf dem Boden stationierter Startwagen, ein Hochdrucktank oder ein Notstromsystem erforderlich. Da das Hilfsstromaggregat hauptsächlich für Gebrauch auf dem Boden vorgesehen ist, wo die Luft relativ dicht ist, kann das Hilfsstromaggregat in grösseren Höhen, z.B. über 16'764 m (55'000 Fuss) nicht mehr funktionsfähig sein. Daraus ergibt sich, dass in vielen Anwendungsfällen das Hilfsstromaggregat nicht in der Lage sein würde, ein ausgefallenes Primärtriebwerk über 16'764 m (55'000 Fuss) wiederanzulassen, und in diesem Falle stünde keine elektrische oder hydraulische Energie zur Verfügung. Da ferner sowohl das Primär- wie auch das Hilfsstromaggregat mit Brennstoff aus den Hauptbrennstofftanks betrieben werden, ist bei einem Ausfall der Brennstoffzufuhr keine Energiequelle für die elektrischen und hydraulischen Energiesysteme verfügbar, die es dem Piloten erlauben, das Flugzeug zu steuern und zu landen.
Es ist deshalb wünschenswert, in einem Flugzeug über ein von äusseren Bedingungen unabhängig betreibbares Notstromsystem zu verfügen, das in einem Notfall elektrische und hydraulische Energie an die Flugsteuerungssysteme abgeben kann, und das dazu verwendet werden kann, das Hilfs- oder das Primäraggregat wieder anzulassen. Dies sind die minimalen Anforderungen an ein solches Notstromsystem. Da diese nur in einem Notfall eingesetzt werden, bleiben diese Systeme während langen Zeiträumen in Wartestellung und inaktiv, müssen aber augenblicklich eingeschaltet werden können zum Zwecke einer dauernden Stromabgabe während eines vorbestimmten Arbeitszyklus. Im Idealfall sollte ein solches Notstromsystem kompakt, leichtgewichtig, sehr verlässlich, und leicht zu warten sein und keine speziellen Materialien oder Brennstoffe benötigen, während ein steuerbarer Verbrennungsprozess erzielt wird, der ein sauberes, giftfreies Gas erzeugt.
Derzeit operieren Notstromaggregate vorwiegend mit auf Flüssighydrazin basierenden Brennstoffen, die zur Erzeugung von Druckgas in ein Katalysatorbett eingesprüht werden. Diese Einheiten sind bei mehreren Flugzeugen in Gebrauch, und vereinigen eine hohe Leistungsfähigkeit mit niedrigem Gewicht. Allerdings ist Flüssighydrazin hochgradig korrodierend und toxisch, was zu einer speziellen Handhabung und Ausführung Anlass gibt. Das Katalysatormaterial ist teuer, und wenn der Katalysator aufgebraucht ist, muss er ersetzt werden. Ausserdem ist das erzeugte Verbrennungsgas toxisch, was das Testen des Notstromaggregats auf dem Boden einschränkt.
Die US-A-2873577 offenbart einen Turbomotoranlasser, der die Verbrennung bei einem Verhältnis von brennstoffreicher Luft zum Brennstoff im Bereiche von 7,1:1 zu 8,3:1 einleitet, wobei sich das System nach 3 Sekunden für den Normalbetrieb an ein luftreiches Verhältnis von Luft zu Brennstoff einstellt. Somit kommt es zu einem Normalbetrieb des Systems im luftreichen Bereich jenseits des stöchiometrischen Verbrennungspunktes der Luft und des Brennstoffs. Dabei wird vorgeschrieben, dass die Verbrennung während eines bestimmten Zeitintervalls fortgesetzt wird, oder bis die Turbine eine vorbestimmte Geschwindigkeit erreicht, zu welchem Zeitpunkt die Verbrennung gestoppt und von deren Last abgekuppelt wird. Zusätzlich gestattet das System zwei spezifizierte Luft- und Brennstoff-Durchflussmengen entsprechend einem die Verbrennung einleitenden und einem Normalbetriebs-Verhältnis. Das System erlaubt keine gesteuerte Veränderung der Brennstoff- und Luftdurchflussmengen zum Zwecke der Regulierung der zur Turbine geleiteten Verbrennungsgasmenge und um eine variierbare Turbinenausgangsleistung zu erzielen.
Der vorliegenden Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Vorrichtung für ein Flugzeug-Notstromsystem zu schaffen, mit einer leicht verfügbaren, giftfreien und sauber brennenden Energiequelle in einer kompakten, leichtgewichtigen, verlässlichen und bequem wartbaren Einheit.
Eine weitere Aufgabe ist es, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung mit einem Steuersystem zu schaffen, welche die Zufuhr der Arbeitsflüssigkeiten zur Brennkammer einleitet, aufrechterhält und abstellt.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung mit einem Steuersystem zu schaffen, welche fernerhin verschiedene Ausgangsparameter überwacht, um die Leistungsfähigkeit des Systems zu maximieren.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung mit einer Brennkammer zu schaffen, welche die Verbrennung der Treibmittel im vorgeschriebenen brennstoffreichen Verhältnis während längeren Zeitspannen aufrechterhalten kann, ohne dabei infolge von Wärmeentwicklung oder Bildung von Kohlenstoffablagerungen beschädigt oder ausser Betrieb gesetzt zu werden.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung mit einer Brennkammer mit einer Düse zu schaffen, welche den Flugbrennstoff und die Luft im vorgeschriebenen brennstoffreichen Verhältnis derart mischt, dass der Brennstoff im wesentlichen vollständig zerstäubt wird und das Zentrum der resultierenden Verbrennungsflamme permanent entlang der Zentralachse im Zentrum der Verbrennungskammer verläuft.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung zu schaffen, die es ermöglicht, die Luftbrennstoff- und Drucklufttanks nach Gebrauch wieder aufzufüllen.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung zu schaffen, welche nachträglich in ein Flugzeug, das noch über kein oder schon über ein Notstromaggregat verfügt, integriert werden kann.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung zu schaffen, welche an ein Hilfsstromaggregat angefügt werden kann.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung zu schaffen, welche die Haupttriebwerke des Flugzeugs wieder anlassen kann.
Erfindungsgemäss wird ein Flugzeug-Notstromaggregat zur Erzeugung eines gesteuerten Antriebsgasstroms geschaffen, bestehend aus einem Hochdruck-Luftspeichertank, einem Flugbrennstofftank, einer Brennkammer, einer Luftleitung zur Abgabe von Druckluft aus dem Luftspeichertank an die Brennkammer, einer Brennstoffleitung zur Abgabe von Flugbrennstoff aus dem Brennstofftank an die Brennkammer und einem Steuersystem, das den Luft- und Brennstoffleitungen zugeordnet und zur Einstellung der Luft- und Flugbrennstoff-Durchflussmenge zur Brennkammer auf ein brennstoffreiches Verhältnis zwischen 1,5:1 und 7:1 ausgebildet ist, wobei die Brennkammer betätigbar ist, um die Verbrennung der Luft und des Flugbrennstoffs im brennstoffreichen Verhältnis aufrechtzuerhalten und den Antriebsgasstrom bei einer Temperatur von wenigstens 760º C (1400º F) zu erzeugen.
Gemäss einem anderen Aspekt der Erfindung wird ein Verfahren zur Erzeugung eines gesteuerten Antriebsgasstroms geschaffen, um eine gesteuerte, begrenzte Energie bei Auftreten eines Flugzeugnotfalls zu erzeugen, umfassend die folgenden Schritte: Abgabe eines Hochdruckluftstroms aus einem Hochdruckspeichertank im Flugzeug an eine Brennkammer, Abgabe eines Flugbrennstoffstroms aus einem speziellen Flugbrennstoff-Speichertank im Flugzeug an die Brennkammer, Einstellung der Durchflussmenge von Druckluft und Flugbrennstoff, um das Verhältnis von Luft zu Flugbrennstoff, die an die Brennkammer abgegeben werden, auf einem brennstoffreichen Verhältnis im Bereiche von 1,5:1 und 7:1 zu halten, sowie Verbrennung der Luft und des Flugbrennstoffs, während das brennstoffreiche Verhältnis aufrechterhalten wird, um den Antriebsgasstrom zu erzeugen.
Somit stellt die vorliegende Erfindung ein Notstromaggregat zur Verfügung, das mit einer brennstoffreichen Mischung von Flugbrennstoff und Luft betrieben wird, und die Vorteile eines solchen Systems dahingehend optimiert, ein Notstromsystem hervorzubringen, das sich durch folgende verbesserte Eigenschaften auszeichnet: Abhängigkeit von einer leicht verfügbaren, giftfreien und sauberbrennenden Energiequelle in einem kompakten, leichtgewichtigen, sehr verlässlichen und leicht wartbaren Notstromaggregat.
Die Erfindung schafft ein Notstromaggregat, eine Gaserzeugungsvorrichtung und ein Verfahren zur Speicherung von Druckluft und Luftbrennstoff, wobei ein bestimmtes Verhältnis von jedem Fluidum an eine Brennkammer abgegeben wird, welche die beiden Fluida in einer brennstoffreichen Mischung entzündet und verbrennt, wodurch ein Verbrennungsgas erzeugt wird, das zum Antrieb einer Turbine verwendet werden kann. Somit kann die Stromeinheit einen gesteuerten Antriebsgasstrom erzeugen, so dass bei einem Flugzeugnotfall eine zeitlich begrenzte, beschränkte Energie zur Verfügung steht, unter Verwendung eines Hochdruck-Luftspeichertanks an Bord des Flugzeugs für einen im wesentlichen nur für das Notstromaggregat bestimmten Gebrauch und eines Brennstofftanks zur Speicherung von Flugbrennstoff desjenigen Typus, der auch das Haupttriebwerk des Flugzeugs betreibt, wobei der Flugbrennstofftank im wesentlichen nur vom Notstromaggregat in Anspruch genommen wird.
Kurz, die Erfindung zieht den Gebrauch von Luftbrennstoff und Druckluft als Quelle gespeicherter Energie für ein Flugzeug- Notstromaggregat in Betracht. Sobald Notstrom gebraucht wird, lässt man die beiden Fluide durch Leitungen fliessen, die Absperrventile, Temperatursensoren und Druckflussregler enthalten können, hin zu einer bevorzugten Spezialdüse, welche die beiden Fluida in eine Brennkammer einspritzt. Das Verhältnis von Sauerstoffträger (Luft) zu Brennstoff (Flugzeugbrennstoff) liegt in einem stöchiometrisch brennstoffreichen Bereich von ca. 1,5 zu 1 oder 2:1, bis ca. 7 zu 1, und dadurch wird - anschliessend an die Verbrennung innerhalb der Verbrennungskammer - ein Antriebsverbrennungsgas mit einer Temperatur von über 760º C (1400º F) erzeugt. Das Antriebsverbrennungsgas wird vorzugsweise in eine Turbine geleitet, um einen Strom über eine Ausgangswelle zu schaffen.
Vorzugsweise schliesst die Luftleitung einen Luftdruckregler, eine Hochdruckleitung, die den Luftspeichertank mit dem Luftdruckregler verbindet, und eine geregelte Luftdruckleitung ein, die den Luftdruckregler mit der Brennkammer verbindet, wobei der Luftdruckregler Hochdruckluft aus dem Luftspeichertank aufnehmen und den Luftdruck auf einen niedrigeren, geregelten, konstanten Luftdruck reduzieren kann, der über die geregelte Luftdruckleitung an die Brennkammer abgegeben wird.
Vorzugsweise umfasst das Steuersystem ein Luftabsperrventil, um den Druckluftstrom durch die Hochdruckleitung zu starten und zu stoppen, sowie ein Luftstrom-Steuerventil in der geregelten Luftdruckleitung, um den Druckluftstrom durch die geregelte Druckluftleitung zu ändern. Vorzugsweise umfasst das Steuersystem ferner ein Lufttemperatur-Steuerventil in der Hochdruckleitung zwischen dem Luftabsperrventil und dem Druckregler, einen Lufttemperatursensor in der geregelten Druckleitung zur Ermittlung der Temperatur der geregelten Luft, die an die Brennkammer abgegeben wird, und einen Wärmetauscher zur Erwärmung der Druckluft in der Hochdruckluftleitung, wobei das Lufttemperatur Steuerventil so ausgebildet ist, dass es den Strom erhitzter Druckluft vom Wärmetauscher aufnimmt und begrenzt, und auch derart ausgebildet ist, dass es den Druckluftstrom, der direkt vom Hochdrucklufttank kommt, mit dem Strom erhitzter Druckluft, der den Wärmetauscher durchlaufen hat, mischt.
Vorzugsweise umfasst das Steuersystem weiterhin ein Brennstoff-Absperrventil in der Brennstoffleitung zum Starten und Stoppen des Brennstoffstroms durch die Brennstoffleitung, ein Brennstoffstrom-Regelventil in der Brennstoffleitung zur Aenderung des Brennstoffstroms durch die Brennstoffleitung und einen Brennstofftemperatursensor in der Brennstoffleitung zur Ermittlung der Temperatur des Brennstoffs in der Leitung. Vorzugsweise schliesst das Steuersystem ferner ein elektrisches Steuergerät ein mit einem Eingang vom Lufttemperatursensor zur Steuerung der Betätigung des Luftabsperrventils, des Luftstrom-Steuerventils und des Lufttemperatur-Steuerventils, um die Temperatur und die Druckluft-Strömungsmenge zur Brennkammer in einer vorbestimmten Weise zu steuern und das brennstoffreiche Verhältnis aufrechtzuerhalten, wobei das elektrische Steuergerät auch mit dem Brennstofftemperatursensor, dem Brennstoffabsperrventil und dem Brennstoffstrom-Regelventil verbunden ist und so die Betätigung des Brennstoffabsperrventils und des Brennstoffstromreglers steuert, um den Brennstoffstrom zur Brennkammer zu steuern.
Eine bevorzugte Brennkammer für ein Flugzeug-Notstromaggregat umfasst: Eine Wärmeauskleidung, die eine Brennkammer begrenzt, die an gegenüberliegenden Enden Oeffnungen hat, ein Druckgehäuse, das die Wärmeauskleidung umgibt, einen Isolator, der zwischen der Wärmeauskleidung und dem Druckgehäuse angeordnet ist und der es der Wärmeauskleidung ermöglicht, eine Temperatur nahe der Brenntemperatur zu erreichen, während er einen Wärmeübergang zur Druckkammer verhindert, so dass das Gehäuse bei stark reduzierter Temperatur arbeitet, eine Einrichtung zur Einleitung des Verbrennungsvorgangs in der Brennkammer und einen Einspritzkopf, der an der Wärmeauskleidung in einer der Oeffnungen der Brennkammer abdichtenden Anordnung befestigt ist, und wobei der Einspritzkopf so geformt und angeordnet ist, dass er einen Sauerstoffträger und Brennstoff an die Brennkammer abgibt. Vorzugsweise ist die Wärmeauskleidung aus Inconelstahl hergestellt. Vorzugsweise sind die relativen Anordnungen und Ausbildungen derart, dass die Wärmeauskleidung ausreichend Wärme speichert, um im wesentlichen frei von Kohlenstoffablagerungen an ihren Innenflächen während des Betriebes des Brenners zu bleiben.
Ein bevorzugter Luft-Brennstoff-Mischer für ein Notstromaggregat zum Mischen der Luft und des Luftbrennstoffs umfasst einen Drucklufteinlass, einen Flugbrennstoffeinlass, einen ersten Luftraum, der radial um den Brennstoffeinlass angeordnet und mit dem Lufteinlass in offener Verbindung steht, so dass der erste Luftraum die Druckluft radial um den Brennstoffeinlass verteilt, einen zweiten Luftraum, der radial um den Brennstoffeinlass in Reihe mit dem ersten Luftraum angeordnet ist, und mehrere Luftstromkanäle zwischen dem ersten Luftraum und dem zweiten Luftraum.Bevorzugt beträgt das Verhältnis von Luft zu Flugbrennstoff, die an die Brennkammer abgegeben werden, etwa 3,5:1, und die Antriebsverbrennungs-Gastemperatur ist vorteilhaft etwa 1010º C (1850ºF). Der Luftbrennstoff beträgt vorzugsweise JP.4.
Bevorzugt umfasst die Einheit eine Brennstoffrückleitung vom Flugzeughauptbrennstofftank zum Flugbrennstofftank, eine Brennstoffpumpe, die längs der Brennstoffrückleitung angeordnet und betätigbar ist, um Flugbrennstoff aus dem Flugzeughauptbrennstofftank zum Flugbrennstofftank zu pumpen, und ein Kontrollventil in der Brennstoffrückleitung, um den Flugbrennstoffstrom vom Flugbrennstofftank zum Flugzeughauptbrennstofftank zu unterbrechen.
Bevorzugt umfasst die Einheit auch ein Druckluft-Rückleitungssystem zur Luftdruckbeaufschlagung und zum Füllen des Hochdruckluftspeichertanks, wobei das Druckluftrückleitungssystem eine Verdrängerpumpe zur Druckbeaufschlagung von Umgebungsluft auf einen hohen Druck, eine Luftleitung von der Verdrängerpumpe zur Luftleitung und ein Kontrollventil aufweist, um den Druckluftstrom von der Luftleitkanal durch die Luftleitung zu unterbrechen.
Die Erfindung kann auf verschiedene Weise in die Praxis umgesetzt werden, und im folgenden sollen nun einige Ausführungsbeispiele mit Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen erläutert werden, wobei
Figur 1 ein schematisches Schaubild des Notstromaggregats darstellt, das die Prinzipien der vorliegenden Erfindung verkörpert;
Figur 2 ist ein Blockdiagramm der Hardware der elektronischen Steuerungseinheit;
Figur 3 ist ein schematisches Schaubild eines alternativen Notstromaggregats, das die Prinzipien der vorliegenden Erfindung verkörpert;
Figur 4 ist ein schematisches Schaubild eines zweiten alternativen Notstromaggregats, das die Prinzipien der vorliegenden Erfindung verkörpert;
Figur 5 ist eine teils schematische, teils Querschnittansicht der Brennkammer des Notstromaggregats; und
Figur 6 ist eine teilweise Querschnittansicht der Brennkammerdüse des Notstromaggregats.
Unter Bezugnahme auf die Zeichnungen zeigt Figur 1 eine Notstromeinheit 20 mit einem Hochdrucklufttank 22, sowie einen Luftbrennstofftank 24 als eine Einrichtung für gespeicherte Energie. Der Lufttank 22 ist über eine Hochdruckluftleitung 28, einen Luftdruckregler 36 und eine gesteuerte Druckleitung 29 mit einer Brennkammer 26 verbunden. Die Luftleitung 28 umfasst auch ein Luftabsperrventil 32 und ein Lufttemperatur-Steuerventil 34, während die gesteuerte Druckluftleitung 29 einen Lufttemperatursensor 38 und ein Luftstrom-Steuerventil 40 einschliesst.
In ähnlicher Weise umfasst die Brennstoffleitung 30 zwischen dem Brennstofftank 24 und der Brennkammer 26 ein Brennstoffabsperrventil 42, einen Brennstoff-Temperatursensor 44 und ein Brennstoff-Steuerventil 46.
Ein elektrisches Steuergerät 50 für das Notstromaggregat 20 ist mit dem Luftabsperrventil 32 elektrisch verbunden, sowie mit dem Lufttemperatursensor 38, dem Luftstrom-Steuerventil 40, dem
Brennstoff-Absperrventil 42, dem Brennstoff-Temperatursensor 44 und dem Brennstoff-Steuerventil 46, und ist ebenfalls elektrisch verbunden mit einer Zündvorrichtung 68, einem Paar Brennkammer-Temperatursensoren 58 und einem Turbinengeschwindigkeitssensor 56. Der Turbinengeschwindigkeitssensor 56 befindet sich relativ nahe an einer Kraftabgabewelle 54, deren Geschwindigkeit er abfühlt. Die Kraftabgabewelle 54 ist an einer Turbine 52 befestigt, die von den innerhalb der Brennkammer 26 erzeugten Verbrennungsgasen angetrieben wird. Die mit der Turbine 52 verbundene Kraftabgabewelle 54 steht in Verbindung mit einem Getriebe 70, um einen Generator 72 und eine Hydropumpe 74 anzutreiben.
Stromabwärts der Turbine 52 werden die Verbrennungsgase durch eine Abgasleitung 60 geleitet, die einen Auspuff-Wärmetauscher 62 umfassen kann, der damit in Wärmeaustausch steht. Der Wärmetauscher 62 ist mit einer Kühlluftleitung 64 verbunden, die ihrerseits an ihrem entgegengesetzten Ende mit der Hochdruck- Luftleitung 28 verbunden ist, und zwar an einem Punkt zwischen dem Luftabsperrventil 32 und dem Lufttemperatur-Steuerventil 34. Die heisse Seite des Wärmetauschers 62 ist durch eine Leitung 66 mit dem Lufttemperatur-Steuerventil 34 verbunden.
Vor Inbetriebnahme wird der Hochdruck-Lufttank 22 mit Druckluft bis auf mehrere tausend Pfund pro Quadratzoll (einige hundert Atmosphären) aufgefüllt, und der Brennstofftank 24 wird mit Flugbrennstoff gefüllt. Der Brennstofftank 24 kann als Brennstofftank eines Verdränger-Kolben- oder Blasentypus ausgebildet sein. Wenn Notstrom gebraucht wird, öffnet das Steuergerät 50 das Luftabsperrventil 32 und das Brennstoffabsperrventil 42, um den Luft- und Brennstoffstrom durch die entsprechende Luftleitung 28 und Brennstoffleitung 30 fliessen zu lassen. Anschliessend mischt das Temperatursteuerventil 34 direkt aus dem Hochdruck-Lufttank 22 kommende Luft mit durch den Wärmetauscher 62 geleiteter Luft, worauf diese Hochdruckluft gesteuerter Temperatur an den Luftdruckregler 36 weitergeleitet wird, welcher den Luftdruck auf ein geeignetes reguliertes Druckniveau reduziert. Das Steuergerät 50 verwendet das Lufttemperatursignal vom Lufttemperatursensor 38 sowie das Brennstofftemperatursignal vom Brennstofftemperatursensor, damit das Luftstromsteuerventil 40 und Brennstoff-Steuerventil 46 ein genaues Brennstoff-Luft-Verhältnis an die Brennkammer 26 abgeben kann. Die Brennstoff-Luft-Mischung innerhalb der Brennkammer 26 und die Zündvorrichtung 68 initiieren den Verbrennungsprozess.
Wenn die Verbrennung einmal eingeleitet worden ist, ist diese selbstunterhaltend, solange Brennstoff und Luft an die Brennkammer abgegeben werden. Das Steuergerät 50 speist und steuert die Zündvorrichtungen 68 und erhält Signale zurück von den Brennkammer-Temperatursensoren 58 und den Turbinengeschwindigkeitssensoren 56, welche Werte mit den Luft- und Brennstofftemperaturmessungen kombiniert werden, um Leistung und Wirksamkeit des Notstromsystems zu optimieren, während die Turbinengeschwindigkeit auf eine normalerweise sehr hohe Nenndrehzahl durch Einstellen der Brennstoff- und Luftzufuhrraten an die Brennkammer 26 einreguliert wird.
Es sei bemerkt, dass die Temperatur der Restluft schnell sinkt, wenn die Druckluftzufuhr innerhalb des Hochdruck-Lufttanks 22 ausbleibt. Somit muss das Steuergerät 50 die gesteuerte Luft- und Brennstofftemperatur ständig überwachen, welche auch deshalb veränderbar ist, damit das an die Brennkammer abgegebene Verhältnis von Brennstoff zu Luft im richtigen Masse verändert werden kann.
Das gewünschte Verhältnis von Luft zur Brennstoff ist im brennstoffreichen Bereich zwischen 1,5:1 und 7:1, um ein Verbrennungsgas mit einer Temperatur von über 760º C (1400º F) zu erzeugen. Das optimale Verhältnis von Luft zu Brennstoff für das vorliegende System ist ungefähr 3,5:1, wodurch ein Verbrennungsgas mit einer Temperatur von 1010º C (1850º F) erzeugt wird. Wenn das Notstromaggregat 20 in einer brennstoffreichen Weise betrieben wird, wird der Bedarf an Druckluft auf ein Minimum herabgesetzt, was auch die Grösse des Hochdruck-Lufttanks 22 auf ein Minimum zurückführt und zusätzlich, infolge der hohen Temperaturen des erzeugten Verbrennungsgases, die für die Abgabe von Nutzstrom verfügbare Energiemenge maximiert.
Da das Notstromaggregat 20 zwischen den Arbeitsphasen während längeren Zeiträumen in Wartestellung bleiben muss, ist die Verlässlichkeit des Steuergeräts 50 ein Kriterium. Somit ist das Steuergerät 50 mit zwei voneinander unabhängigen digitalen elektronischen Steuerungen (ECU) ausgestattet, und zwar in Form einer Haupt-ECU-Einheit 310 und einer Neben-ECU-Einheit 311. Die Haupt-ECU-Einheit 310 ist in Figur 2 dargestellt, wobei die Neben-ECU-Einheit 311 eine im wesentlichen identische Anordnung und Funktion aufweist. Die ECU-Einheiten 310 und 311 überwachen die Start-Stop-Befehle und den Turbinenbetrieb.
Das Steuergerät 50 ist mit einer Eigenprüfeinrichtung (BIT) versehen, um das ordnungsgemässe Funktionieren aller elektrischen Bestandteile zu überwachen. Wenn die Haupt-ECU-Einheit 310 nicht mehr richtig arbeitet, oder wenn irgendeiner der elektronischen Bestandteile des Systems, einschliesslich des Brennstoffabsperrventils 42, des Luftabsperrventils 32, des Luftstrom-Steuerventils 40, des Brennstoffstromreglers 46, des Brennstoff-Temperatursensors 44, des Lufttemperatursensors 38, des Brennkammertemperatursensors 58 oder des Turbinengeschwindigkeitssensors 56, von einem Hauptausfall betroffen ist, wird die Neben ECU-Einheit 311 aktiviert, um die Steuerung des Notstromaggregats 20 zu übernehmen.
Die Haupt-ECU-Einheit 310 bleibt aktiv, solange sie über das Flugzeug-Batteriesystem (nicht dargestellt) oder durch ein unterstützendes Netzgerät mit Strom versorgt wird. Im aktiven Zustand führt sie während des Wartens auf einen Startbefehl verschiedene Funktionskontrollen ihrer selbst, der Sensoren und Bestandteile des Steuersystems durch. In kurzen Abständen aktiviert die Haupt-ECU-Einheit 310 die Neben ECU-Einheit 311 mittels des Testvorbereitungssignals, um den Funktionszustand des Bereitschaftssteuersystems zu überprüfen. Falls die Haupt-ECU Einheit 311 irgendwelche Ausfälle entweder in der Haupt- oder der Neben-ECU-Einheit feststellt, wird sie ein Alarmsignal abgeben, und zwar entweder in Form eines diskreten Ausgangssignals, das an das Cockpit gesandt werden kann, oder in Form einer fakultativ vorgesehenen Datenbusleitung 314. Die Neben- ECU-Einheit 311 befindet sich normalerweise in einer ruhenden, nicht mit Strom versorgten Reserve- und Wartestellung, in der sie entweder auf ein Startkommando oder auf ein Testvorbereitungssignal von der Haupt-ECU-Einheit 310 wartet. Nach ihrer Einschaltung führt die Neben ECU-Einheit 311 ein Eigenprüfprogramm durch und liest die Testvorbereitungs- und Start-Stop-Befehle ab, um die richtige Vorgehensweise zu bestimmen.
Ein Blockdiagramm der Hardware der Haupt-ECU-Einheit 310 wird in Figur 2 gezeigt. Das Herzstück der Haupt-ECU-Einheit 310 ist ein Einplättchen-Mikro-Controller 315. Dieser Mikro-Controller 315 umfasst beinahe die gesamte für ein Digitalsteuergerät erforderliche Schaltanordnung, einschliesslich einen Bit Analog- Digital-Wandler, Kanalmultiplexer, Zeitgeber, Hochgeschwindigkeits-Impulseingaben, Hochgeschwindigkeits-Impulsausgaben, impulsbreitenmodulierte Ausgaben, einen Direktzugriffsspeicher (RAM), einen Festwertspeicher (ROM), einen Ueberwachungszeitgeber, eine festverdrahtete Multiplikations-/Divisionseinheit, einen seriellen Eingangs-Ausgangsport, eine externe Arbeitsspeicherschnittstelle und diskrete Eingänge und Ausgänge. Beim Gebrauch dieser Mikroprozessorfunktionen sind nur ein Eingabepuffer 316, ein Ausgabepuffer 317, ein Messfühler-Erregerkreis 318 und eine schaltbare Stromversorgungseinheit 319 erforderlich, um die ECU-Funktionen zu vervollständigen. Ein externer Speicher 322 mag auch erforderlich sein, um den Speicher des Mikro-Controllers zu ergänzen. Der externe Speicher 322 verfügt auch über eine Schnittstelle mit der fakultativen Datenbusleitung 314. Eine wahlweise Batterie 323 macht den leistungsarmen Direktzugriffsspeicher (RAM) des Mikro-Controllers 315 nichtflüchtig und sorgt so für die Erhaltung der Testinformationen für den Off-line Service. Ein Start/Stoppbuffer 324 für die elektronische Verarbeitungseinheit und ein Höhenbuffer 325 versorgen den Mikroprozessor mit Daten.
Um die Haupt-ECU-Einheit 310 zu betreiben, schafft eine externe Quelle elektrischer Energie (nicht dargestellt) +28 Volt für die schaltbare Stromversorgungseinheit 319 und den Messfühlererregerkreis 318. Die schaltbare Stromversorgungseinheit 319 verwendet eine Hochfrequenz-Impulsbreitenmodulationstechnik, um die Gate-Treiberschaltungen der Leistungsschalter innerhalb des Mikro-Controllers 315 mit gesondertem Strom zu beliefern. Der Messfühler-Erregerkreis 318 versorgt den Mikro-Controller 315 mit einer Vergleichsspannung wie auch mit Strom, um den Brennstoff-Temperatursensor 44, den Lufttemperatursensor 38 und den Brennkammer-Temperatursensor 58 zu aktivieren. Die Erregerstromversorgung wird durch eine Eigentestfunktion des Mikro- Controllers 315 überwacht, um das stetig richtige Funktionieren der Messfühlerschaltkreise zu überprüfen. Dieser Test schliesst auch den Turbinengeschwindigkeitssensor 56 ein, der passiv ist und aus diesem Grund normalerweise keinen Strom benötigt. Jedoch kann der Messfühler-Erregerkreis 318 den Turbinengeschwindigkeitssensor 56 mit einem Spannungsimpuls versorgen, um die stetig richtige Funktion des Schaltkreises zu überprüfen. Die Ausgangssignale von den Sensoren 38, 44, 56 und 58 gehen durch die Eingabepuffer 316, und anschliessend zum Mikro-Controller 315. Der Mikro-Controller 315 analysiert Signale und sendet Steuersignale über den Ausgabepuffer 317 zur Zündvorrichtung 68, zum Brennstoff-Absperrventil 42, Luftabsperrventil 32, Brennstoffstromregler 46 und Luftstrom-Regelventil 40. Der Ausgabepuffer 317 hat auch eine Umlaufs-Rückkopplungsschleife zum Mikro-Controller 315 sowie eine externe Zeitüberwachungssperre.
Die Brennkammer 26 der Figuren 1, 3 und 4 wird in Figur 5 in einer detaillierteren Querschnittansicht gezeigt. Eine Verbrennungskammer 251 wird von einer im allgemeinen zylinderförmigen Wärmeauskleidung 253 umschlossen, die an einem Ende allmählich zu einer Halterung 267 für ein Düsengehäuse 261 konisch zu läuft. Die Wärmeauskleidung 253 ist in eine keramische Isolierung 255 gehüllt und von einer Druckschale 257 umschlossen. Das gegenüberliegende Ende der Verbrennungskammer 251 wird von einem Einspritzkopf 231 umschlossen, woran ein Luftraumdeckel und eine Einspritzeinheit 227 angeschlossen sind. An den Luftraumdeckel 229 ist eine Lufteinlasseinheit angeschlossen, die Luft an eine äussere Luftkammer 233 liefert, welche vom Luftraumdeckel 229 umgeben ist.
Mehrere Luftkanäle 237 im Einspritzkopf 231 versorgen eine innere Luftkammer 235 mit Luft vom äusseren Luftraum 233. Ein am Einspritzkopf 231 montierter Luftwirbler 239 umfasst eine Anzahl Flügel 241, die die Luft in einen Wirbel versetzen, wenn sie vom inneren Luftraum 235 zur Verbrennungskammer 251 strömt. Die in Figur 6 dargestellte Einspritzeinheit 227 von Figur 5 umfasst einen Düsenkörper 273, einen Tangential-Ventilkegel 275, ein Filtersieb 277, eine Druckfeder 279 und ein zylindrisches Einsatzstück 281.
Die Brennkammer 26 ist speziell dazu vorgesehen, das Mischen von Brennstoff und Luft bei ihrem Eintritt in die Verbrennungskammer 251 zu maximieren, die Mischung zu entzünden und den Verbrennungsprozess während längeren Zeitspannen ohne übermässige Bildung von Kohlenstoffablagerungen oder einem Schmelzen des Brennkammerkörpers aufrechtzuerhalten. Der Flugbrennstoff fliesst durch das Zentrum des Einsatzstückes 281 innerhalb des Düsenkörpers 273 hindurch zur Einspritzeinheit 227 und wird durch das Filtersieb 277 gefiltert, bevor er um den Tangential-Ventilkegel 275 fliesst, der durch die Drahtdruckfeder 279 an seinem Platz festgehalten wird. Der Flugbrennstoff fliesst durch eine Oeffnung 274 am Ende des Düsenkörpers 273 hinaus. Gleichzeitig fliesst Luft durch den Lufteinlass 225 in die äussere Luftkammer 233, wo sie über den Umfang der Einspritzeinheit 227 verteilt wird, ehe sie durch die Luftkanäle 237 in die innere Luftkammer 235 fliesst, worauf die Flügel 241 des Luftwirblers 239 die Luft bei ihrem Eintritt in die Verbrennungskammer 251 in eine Drehbewegung versetzen.
Genau an diesem Punkt vermischt sich Luftstrom mit dem Brennstoffstrom, worauf der Brennstoff beim Eintritt in die Verbrennungskammer 252 zerstäubt wird. Ein Funke aus der Zündvorrichtung 68 leitet den Verbrennungsprozess ein. Aufgrund der sich aus der doppelten Luftraumkonstruktion ergebenden einheitlichen Mischung von Luft und Brennstoff wird die Verbrennungsflamme im Zentrum der Verbrennungskammer 251 unterhalten. Jedoch erwärmt sich die Wärmeauskleidung 253 in kurzer Zeit bis ungefähr auf die Verbrennungstemperatur. Die keramische Isolation 255 verhindert die Wärmefortleitung auf das Druckgehäuse 257, so dass während des Normalbetriebs die Temperatur des Druckgehäuses 257 260º C (500º F) nicht überschreitet, während die Wärmeauskleidung 253 Temperaturen bis zu 982º C (1800º F) erreichen kann.
Die Verbrennungsgase fliessen dann aus der Brennkammer 26 in das Düsengehäuse 261. Die Düse 261 verteilt die Verbrennungsgase durch eine oder mehrere Düsen 263, um die Turbine 52 zu beaufschlagen und diese so mit einer Antriebskraft zu versehen, was bewirkt, dass sie um die Ausgangswelle 54 rotiert, wodurch wiederum der Generator und/oder die Hydropumpe 74 betrieben wird.
Die ganz spezielle Gestaltung der Wände der Brennkammer 26 fördert und stabilisiert die Verbrennungsflamme, während gleichzeitig das Gewicht des Verbrennungssystems auf das Mindestmass herabgesetzt wird. Die aus Inconel-Stahl gemachte Wärmeauskleidung 253, die über einen sehr dünnen Querschnitt verfügt, wird rasch auf die Temperatur der Verbrennungsflamme aufgewärmt. Sobald die Wärmeauskleidung 253 eine genügend hohe Temperatur erreicht hat, trägt die heisse Wärmeauskleidung 253 dazu bei, den selbstunterhaltenden Verbrennungsprozess zu stabilisieren. Die keramische Isolation 255, die aus gewobenem Keramiktuch besteht, verhindert die Wärmeübertragung auf das ebenfalls aus Inconelstahl bestehende Druckgehäuse 257, wodurch die zur Ertragung des Verbrennungsdruckes notwendige Querschnittsdicke des Druckgehäuses auf ein Minimum herabgesetzt wird. Ein weiterer Vorteil des Betriebes der Wärmeauskleidung 253 bei Verbrennungstemperaturen besteht darin, dass dadurch der Aufbau von Kohlenstoffablagerungen an den Wänden der Verbrennungskammer 251 wirksam verhindert wird.
Eine alternative Ausführungsform der Erfindung wird in Figur 3 dargestellt. Dieses System entspricht im wesentlichen demjenigen der Figur 1, doch umfasst das System der Figur 3 zusätzlich Vorrichtungen zur Erzeugung von Druckluft, um den Hochdruck-Lufttank 22 wiederaufzufüllen, oder um die Brennkammer 26 mit Druckluft zu versorgen, sowie Geräte, womit entweder ein Druckblasen-Brennstofftank 124 aufgefüllt werden kann oder um der Brennkammer 26 direkt aus einem Primär-Brennstofftank 48 Brennstoff zuzuführen. Die Vorrichtung enthält eine Verdrängerluftpumpe 176, eine Luftrücklieferungsleitung 127 einschliesslich eines Ueberdruckventils 178, sowie ein Luftrückschlagventil 180 parallel zum Hochdruck-Lufttank 22, der über ein Luftzufuhrventil 188, ein zweites Druckregelventil 110 und ein Sekundär-Luftabsperrventil 184 verfügt. Diese beiden Druckluftquellen sind an einen Druckspeicher 182 angeschlossen, der seinerseits über eine Hochdruck-Luftleitung 128 mit dem Luftabsperrventil 32, dem Luftdruck-Regelventil 36 sowie einem Hauptabsperrventil für Luft und Brennstoff 112 und von dort mit der Brennkammer 26 verbunden ist.
Die Brennstoffzufuhrseite des Notstromaggregats 120 schliesst den Druckblasen-Brennstofftank 124 ein, der ein Stickzufuhrventil 199 sowie einen Druckkraftmesser 196 und das parallel zur Brennstoffpumpe 186 angeordnete Brennstoffventil 42 aufweist, welches Brennstoff durch eine Brennstoffrückführungsleitung 187 und ein Brennstoff-Regelventil 192 direkt aus dem Primärbrennstofftank 186 des Flugzeugs pumpen kann. Die beiden Brennstoffquellen werden dann stromaufwärts des Brennstoff-Regelventils 46, das den Brennstoffstrom zum Hauptabsperrventil 112 regelt, an einem Punkt unmittelbar vor der Brennkammer 26, miteinander verbunden. Dieses System schliesst auch ein elektrisches Steuergerät 150 ein, das elektrisch verbunden ist mit dem Nebenabsperrventil 184, der Luftpumpe 176, dem Luftabsperrventil 32, dem Luftdruck-Regelventil 36, dem Brennstoffabsperrventil 42, der Brennstoffpumpe 186 und dem Hauptabsperrventil 112, sowie mit den Zündvorrichtungen 68, den Turbinengeschwindigkeitssensoren 56 und einem Flugzeugcockpit-Bedienungspult 18.
Der Rest des Systems von Figur 3 ist im wesentlichen identisch mit dem in Figur 1 dargestellten System. Das elektrische Steuergerät 150 führt alle identischen Funktionen der beiden Systeme aus, und darüber hinaus schaltet es die Luftpumpe 176 und Brennstoffpumpe 186 ein, wenn der Hochdruck-Lufttank 22 und der Druckblasen-Brennstofftank 124 fast leer sind, damit eine ständige Notstromquelle zur Verfügung steht, wenn der gespeicherte Brennstoff und die Druckluft erschöpft sind. Bei diesem System kann die Luftpumpe 176 und die Brennstoffpumpe 186 auch dazu verwendet werden, um den Hochdruck-Lufttank 22 und den Brennstofftank 124 nach Gebrauch des Notstromaggregats 120 und dessen Abschaltung noch während des Fluges oder auf dem Boden wiederaufzufüllen. Eine weitere Ausführungsform der Erfindung wird in Figur 4 gezeigt. Dieses System schliesst den Hochdruck-Lufttank 22, einen Druckkolben-Brennstofftank 224, die Brennkammer 26 und die Turbine 52 ähnlich den in Figur 1 und 3 dargestellten Systemen ein. Der Hochdruck-Lufttank 28 führt vom Lufttank 22 zu einem Luftregelventil 31. Die Luftregelventileinheit 31 schliesst das Luftabsperrventil 32, das Druckregelventil 37, das Rückschlagventil 80 und das Ueberdruckventil 78 ein. Die von der Luftregelventileinheit 31 ausgehende gesteuerte Luftdruckleitung 29 ist mit einer Brennstofftank-Luftleitung 59 verbunden, die zum Druckkolben-Brennstofftank 224, und zur Kühlluftleitung 66 führt, die ihrerseits zum Wärmetauscher 62 sowie zum Lufttemperatur-Steuerventil 34 führt. Das Lufttemperatur-Steuerventil 34 ist auch mit der Luft aus dem Wärmetauscher 62 zurückführenden Heissluftleitung 64 verbunden. Die vom Lufttemperaturventil 34 kommende, gesteuerte Luftleitung 29 verläuft durch ein Luftregelventil 39, bevor sie in die Brennkammer 26 mündet. Das Luftregelventil 39 schliesst ein sekundäres Luftabsperrventil 84 und ein Lufststrom-Regelventil 40 ein. Die vom Brennstofftank 224 zur Brennkammer 26 führende Brennstoffleitung 30 weist ein Brennstofftrimmventil 94, einen Filter 98, ein Ueberdruckventil 90, das Brennstoffabsperrventil 42 und das Brennstoffregelventil 46 auf.
Der Druckkolben-Brennstofftank 224 dieser Ausführungsform ist ein Tank vom Verdrängerkolbentyp mit einem geschlossenen Zylinder 81, welcher Tank am einen Ende mit der Brennstoffleitung 30 und an seinem andern Ende mit der Brennstofftank-Luftleitung 59 verbunden ist. Innerhalb des Zylinders 81 trennt ein freibeweglicher Kolben 83 den Tank in eine Brennstoffkammer 85 und eine Luftkammer 87. Beim Oeffnen des Luftabsperrventils 32 wird die Luftkammer 87 auf den innerhalb der Luftleitungen 29 und 59 herrschenden gesteuerten Luftdruck gebracht. Das Unterdrucksetzen der Luftkammer 87 veranlasst den Kolben 83, den Brennstoff innerhalb der Brennstoffkammer 85 auf den gleichen Druck wie den des gesteuerten Luftdrucks zu bringen. Da der Kolben 83 sich innerhalb des Zylinders 81 frei bewegen kann, wird der auf dem Brennstoff lastende Druck aufrechterhalten, wenn der Brennstoff entleert ist.
Dieses System kann auch eine Brennstoffpumpe 86 beinhalten, die Brennstoff aus dem Primärbrennstofftank 48 über die Brennstoffrückführungsleitung 187 zum Druckkolben-Brennstofftank 224 pumpt, um nach Gebrauch des Notstromaggregats 20 den erschöpften Druckkolben-Brennstofftank 224 wiederaufzufüllen. Ein Rückschlagventil 92 verhindert den Brennstofffluss aus dem Druckbrennstofftank 224 durch die Brennstoffrückführungsleitung 187 zum Primärbrennstofftank 48.
Das in Figur 4 dargestellte System ähnelt in seiner Betriebsweise den in Figur 1 und 3 gezeigten Systemen, indem das elektrische Steuergerät 50 den Strom des Flugbrennstoffs und der Druckluft zur Brennkammer 26 einleitet, das gelieferte Verhältnis von Luft zu Brennstoff reguliert und Messfühlersignale dazu verwendet, die Wirksamkeit des Systems zu optimieren.
Wie bei den in Figur 1 und 3 dargestellten Systemen werden die in der Brennkammer 26 erzeugten Antriebsverbrennungsgase zur Turbine 52 geleitet. Ein Abzapfluftsystem 16 aus den Hauptflugzeugmotoren stellt eine zusätzliche Quelle von Druckluft dar, die verwendet werden kann, um die die Turbine 52 anzutreiben. Innerhalb dieses Systems muss das Notstromaggregat 20 dem Abzapfluftsystem 16 beim Antrieb der Turbine 52 behilflich sein und muss ausserdem die bei einem Ausfall des Haupttriebwerks von der Turbine 52 benötigte Gesamtenergie zur Verfügung stellen können. Somit mag das Steuergerät 50 die Brennkammer 26 durch die Zuführung von diskreten Mengen an Luft und Brennstoff mit Impulsen beaufschlagen und die Zündvorrichtung 68 wahlweise mit Strom speisen müssen. Das Steuergerät 50 ist zur Bestimmung der Notstromleistungserfordernisse von der Rückmeldung der Turbinengeschwindigkeitssensoren 56 abhängig, und anschliessend bestimmt es dann Dauer, Abstand und Grösse eines jeden Verbrennungsimpulses, wodurch die Turbine 52 mit einer Durchschnittsausgangsleistung versorgt wird.

Claims

1. Flugzeug-Notstromaggregat zur Erzeugung eines gesteuerten Antriebsgasstroms, bestehend aus einem Hochdruck- Luftspeichertank (22), einem Flugbrennstofftank (24), einer Brennkammer (26), einer Luftleitung (28, 29) zur Abgabe von Druckluft aus dem Luftspeichertank (22) an die Brennkammer (26), einer Brennstoffleitung (30) zur Abgabe von Flugbrennstoff aus dem Brennstofftank (24) an die Brennkammer (26) und einem Steuersystem (50), das den Luft- und Brennstoffleitungen (28, 29, 30) zugeordnet und zur Einstellung der Luft- und Flugbrennstoff-Durchflußmenge zur Brennkammer (26) auf ein brennstoffreiches Verhältnis ausgebildet ist, dadurchgekennzeichnet, daß das brennstoffreiche Verhältnis zwischen 1,5:1 und 7:1 liegt, und daß die Brennkammer (26) betätigbar ist, um die Verbrennung der Luft und des Flugbrennstoffs im brennstoffreichen Verhältnis aufrechtzuerhalten und den Antriebsgasstrom bei einer Temperatur von wenigstens 760ºC (1400ºF) zu erzeugen.

2. Flugzeug-Notstromaggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftleitung (28, 29) einen Luftdruckregler (36), eine Hochdruckleitung (28), die den Luftspeichertank (22) mit dem Luftdruckregler (36) verbindet, und eine geregelte Luftdruckleitung (29) aufweist, die den Luftdruckregler mit der Brennkammer (26) verbindet, wobei der Luftdruckregler (36) Hochdruckluft aus dem Luftspeichertank (22) aufnehmen und den Luftdruck auf einen niedrigeren, geregelten, konstanten Luftdruck reduzieren kann, der über die geregelte Luftdruckleitung (29) an die Brennkammer (26) abgegeben wird.

3. Flugzeug-Notstromaggregat nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersystem (50) ein Luftabsperrventil (32) aufweist, um den Druckluftstrom durch die Hochdruckleitung (28) zu starten und zu stoppen, sowie ein Luftstrom-Steuerventil (40) in der geregelten Luftdruckleitung (29), um den Druckluftstrom durch die geregelte Druckluftleitung (29) zu ändern.

4. Flugzeug-Notstromaggregat nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersystem weiterhin ein Lufttemperatur-Steuerventil (34) in der Hochdruckluftleitung (28) zwischen dem Luftabsperrventil (32) und dem Druckregler (36), einen Lufttemperatursensor (38) in der geregelten Druckleitung (29) zur Ermittlung der Temperatur der geregelten Luft, die an die Brennkammer (26) abgegeben wird, und einen Wärmetauscher (62) zur Erwärmung der Druckluft in der Hochdruckluftleitung (28) aufweist, wobei das Lufttemperatur-Steuerventil (34) so ausgebildet ist, daß es den Strom erhitzter Druckluft vom Wärmetauscher (62) aufnimmt und begrenzt, und auch derart ausgebildet ist, daß es den Druckluftstrom der direkt vom Hochdrucklufttank (22) kommt, mit dem Strom erhitzter Druckluft, der den Wärmetauscher (62) durchlaufen hat, mischt.

5. Flugzeug-Notstromaggregat nach einem der vorhergehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersystem weiterhin ein Brennstoff-Abserrventil (42) in der Brennstoffleitung (30) zum Starten und Stoppen des Brennstoffstroms durch die Brennstoffleitung (30), ein Brennstoffstrom-Regelventil (46) in der Brennstoffleitung (30) zur Änderung des Brennstoffstroms durch die Brennstoffleitung (30) und einen Brennstofftemperatursensor (44) in der Brennstoffleitung (30) zur Ermittlung der Temperatur des Brennstoffs in der Leitung (30) aufweist.

6. Flugzeug-Notstromaggregat nach Anspruch 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersystem (50) ein elektrisches Steuergerät (50) mit einem Eingang vom Lufttemperatursensor (38) zur Steuerung der Betätigung des Luftabsperrventils (32), des Luftstrom- Steuerventils (40) und des Lufttemperatur-Steuerventils (34) aufweist, um die Temperatur und die Druckluft-Strömungsmenge zur Brennkammer (26) in einer vorbestimmten Weise zu steuern und das brennstoffreiche Verhältnis aufrechtzuerhalten, wobei das elektrische Steuergerät (50) auch mit dem Brennstofftemperatursensor (44), dem Brennstoffabsperrventil (42) und dem Brennstoffstrom-Regelventil (46) verbunden ist und so die Betätigung des Brennstoffabsperrventils (42) und des Brennstoffstromreglers (46) steuert, um den Brennstoffstrom zur Brennkammer (26) zu steuern.

7. Flugzeug-Notstromaggregat nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Brennstoffrückleitungssystem zum Wiederauffüllen des Flugbrennstofftanks aus dem Flugzeughauptbrennstofftank, gekennzeichnet durch eine Brennstoffrückleitung (187) vom Flugzeughauptbrennstofftank (48) zum Flugbrennstofftank (224), eine Brennstoffpumpe (86), die längs der Brennstoffrückleitung (187) angeordnet und betätigbar ist, um Flugbrennstoff aus dem Flugzeughauptbrennstofftank (48) zum Flugbrennstofftank (224) zu pumpen, und ein Kontrollventil (92) in der Brennstoffrückleitung (187), um den Flugbrennstoffstrom vom Flugbrennstofftank (224) zum Flugzeughauptbrennstofftank (48) zu unterbrechen.

8. Flugzeug-Notstromaggregat nach einem der vorhergehen-35 den Ansprüche, gekennzeichnet durch ein Druckluft-Rückleitungssystem zur Luftdruckbeaufschlagung und zum Füllen des Hochdruckluftspeichertanks, wobei das Druckluftrückleitungssystem eine Verdrängerpumpe (176) zur Druckbeaufschlagung von Umgebungsluft auf einen hohen Druck, eine Luftleitung (127) von der Verdrängerpumpe (176) zur Luftleitung (128) und ein Kontrollventil (180) aufweist, um den Druckluftstrom von der Luftleitung (128) durch die Luftleitung (127) zu unterbrechen.

9. Flugzeug-Notstromaggregat nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer (26) eine Wärmeauskleidung (253), die eine Brennkammer (251) begrenzt, die an gegenüberliegenden Enden Öffnungen hat, ein Druckgehäuse (257), das die Wärmeauskleidung (253) umgibt, einen Isolator (255), der zwischen der Wärmeauskleidung (253) und dem Druckgehäuse (257) angeordnet ist und der es der Wärmeauskleidung (253) ermöglicht, eine Temperatur nahe der Brenntemperatur zu erreichen, während er einen Wärmeübergang zur Druckkammer (257) verhindert, sodaß das Gehäuse (257) bei stark reduzierter Temperatur arbeitet, eine Einrichtung (68) zur Einleitung des Verbrennungsvorganges in der Brennkammer (251) und einen Einspritzkopf (231) aufweist, der an der Wärmeauskleidung (253) in einer der Öffnungen der Brennkammer (251) abdichtenden Anordnung befestigt ist, und wobei der Einspritzkopf (231) so geformt und angeordnet ist, daß er einen Sauerstoffträger und Brennstoff an die Brennkammer (251) abgibt.

10. Flugzeug-Notstromaggregat nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Wärmeauskleidung (253) aus Inconelstahl besteht, daß das Druckgehäuse (257) aus Inconelstahl besteht, und daß der Isolator (255) aus einem Keramikisoliergewebe besteht.

11. Flugzeug-Notstromaggregat nach einem der Ansprüche 9 oder 10, gekennzeichnet durch einen Luft-Brennstoff-Mischer zum Mischen der Luft und des Flugbrennstoffs, der einen Drucklufteinlaß (225), einen Flugbrennstoffeinlaß, einen ersten Luftraum (233), der radial um den Brennstoffeinlaß angeordnet und mit dem Lufteinlaß in offener Verbindung steht, sodaß der erste Luftraum (233) die Druckluft radial um den Brennstoffeinlaß verteilt, einen zweiten Luftraum (235), der radial um den Brennstoffeinlaß in Reihe mit dem ersten Luftraum angeordnet ist, und mehrere Luftstromkanäle (237) zwischen dem ersten Luftraum (233) und dem zweiten Luftraum (235) aufweist.

12. Verfahren zur Erzeugung eines gesteuerten Antriebsgasstroms, um eine gesteuerte, begrenzte Energie bei Auftreten eines Flugzeugnotfalls zu erzeugen, umfassend die folgenden Schritte: Abgabe eines Hochdruckluftstroms aus einem Hochdruckspeichertank (22) im Flugzeug an eine Brennkammer (26), Abgabe eines Flugbrennstoffstroms aus einem speziellen Flugbrennstoff-Speichertank (24) im Flugzeug an die Brennkammer (26), Einstellung der Durchflußmenge von Druckluft und Flugbrennstoff, um das Verhältnis von Luft zu Flugbrennstoff, die an die Brennkammer abgegeben werden, auf einem brennstoffreichen Verhältnis zu halten, und Verbrennung der Luft und des Flugbrennstoffs, während das brennstoffreiche Verhältnis aufrechterhalten wird, um den Antriebsgasstrom zu erzeugen, dadurch gekennzeichnet, daß die Strömungsmengen so eingestellt werden, daß das brennstoffreiche Verhältnis im Bereich zwischen 1,5:1 und 7:1 aufrechterhalten wird, und daß die Temperatur des Antriebsgasstroms wenigstens 760ºC (1400º F) beträgt.

13. Verfahren zur Erzeugung eines gesteuerten Antriebsgasstroms nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis von Luft zu Flugbrennstoff, die an die Brennkammer abgegeben werden etwa 3,5:1 beträgt, und daß die Antriebsverbrennungsgastemperatur etwa 1010ºC (1850ºF) beträgt.