DE3824468A1 - Verfahren zur bereitstellung von mechanischer leistung und kuehlluft in hyperschallfluggeraeten - Google Patents
Verfahren zur bereitstellung von mechanischer leistung und kuehlluft in hyperschallfluggeraetenInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur kombinierten Bereitstellung von
mechanischer Leistung und Kühlluft in Fluggeräten, welche sich mit Hy
perschallgeschwindigkeit in der Atmosphäre bewegen, durch Nutzung der
Energie von Stauluft.
Hyperschallschnelle Fluggeräte für Betrieb in der Atmosphäre werden i.a.
mit Hilfe von Turbotriebwerken auf hohe Überschallgeschwindigkeit
(Ma 3-3,5) gebracht, im Hyperschallbereich (< Ma 3,5) werden die Tur
botriebwerke abgeschaltet und die Schuberzeugung von Staustrahl- oder
Raketentriebwerken übernommen. Bei hyperschallschnellem Flug entsteht
durch Aufstau und Reibung der das Fluggerät umströmenden Luft ein sehr
großer Wärmefluß in das Fluggerät, welcher einen großen Kühlaufwand be
dingt. Gekühlt werden müssen beispielsweise der Cockpitbereich, Teile
der Elektronik, der Struktur, sowie abgeschaltete Triebwerke. Wie bei
jedem anderen Fluggerät muß gleichzeitig eine Reihe von Hilfsaggregaten
mit mechanischer Energie versorgt werden, wie beispielsweise Hydraulik
pumpen, Kraftstoffpumpen und Generatoren. Die gleichzeitige Bereitstel
lung eines Kühlfluids und von mechanischer Leistung ist bei Hyperschall
triebwerken in der Regel nicht ohne größeren Aufwand möglich, da bei
spielsweise bei Staustrahltriebwerken weder rotierende Wellen noch
Fluidströme vorhanden sind. Bei Raketentriebwerken mit fluidischen
Treibstoffen besteht die Möglichkeit, den Antriebsturbinen für die
Treibstoffpumpen mechanische Leistung zu entnehmen. Falls es sich um
kryogene Treibstoffe handelt, können diese zu Kühlzwecken durch Wärme
tauscher gepumpt werden. Bei Missionen in der Erdatmosphäre ist der
Staustrahlbetrieb jedoch günstiger als der Raketenbetrieb, da der Oxida
tor in Form von Luftsauerstoff und nicht als Ballast im Fluggerät mitge
führt werden muß. Das Problem der Bereitstellung mechanischer Leistung
wird dabei gemäß dem Stand der Technik in der Weise gelöst, daß mindes
tens ein Hilfsantriebssystem am oder im Fluggerät vorgesehen ist.
So kann ein monergoler Zusatztreibstoff (z.B. Hydrazin) in einer Hilfs
brennkammer reaktiv zersetzt werden und eine Turbine antreiben, deren
Wellenleistung auf die genannten Hilfsaggregate verteilt wird. Die
Brenngase des Staustrahltriebwerkes (Haupttriebwerk) sind für die Beauf
schlagung einer Turbine in der Regel zu heiß (stöchiometrische Verbren
nung).
Eine insbesondere von Flugkörpern her bekannte Lösung ist das Antreiben
einer Turbine mit Stauluft aus der Zellenumströmung im Flugzustand.
Bekanntermaßen kühlen sich Gase beim Entspannen in einer Turbine ab, so
daß die Austrittsluft aus einer solchen Stauluftturbine unter der
Voraussetzung einer mäßigen Temperatur am Turbineneintritt als Kühlluft
verwendbar ist.
Bei hohen Flugmachzahlen treten jedoch Staulufttemperaturen von etwa
1200 K(Ma 5) bis 2200 K(Ma 7) auf, beispielsweise in den Triebwerksein
läufen. Unter Berücksichtigung des maximal vorhandenen Druckgefälles
(Staudruck bis Umgebungsdruck) können so hohe Temperaturen in einer Tur
bine nicht auf ein für Kühlzwecke geeignetes Niveau abgesenkt werden.
Somit entfällt bei Hyperschallgeschwindigkeit die Möglichkeit, mittels
einer Stauluftturbine sowohl mechanische Leistung als auch Kühlluft zu
erzeugen.
Die Aufgabe der Erfindung besteht deshalb darin, ein Verfahren zur kom
binierten Bereitstellung von mechanischer Leistung und Kühlluft in hy
perschallschnellen, in der Atmosphäre operierenden Fluggeräten anzuge
ben, welches ausschließlich mit bekannten und erprobten technischen Kom
ponenten arbeitet und welches aufgestaute Luft als Energieträger be
nutzt. Dabei sollen die strömungsmechanischen und mechanischen Verluste
möglichst klein sein.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichneten Merkmale ge
löst.
Es werden dabei der im Einlaufbereich eines Haupttriebwerkes oder in ei
nem anderen, getrennten Einlauf aufgestauten Luft zwei getrennte, men
genmäßig regelbare Luftströme entnommen.
Der erste Luftstrom wird in zwei Schritten (Wärmetauscher, Turbine) ab
gekühlt und dann als Kühlluft benutzt. Dabei treibt er die Turbine an,
welche die mechanische Leistung zur Versorgung der Hilfsaggregate (Pum
pen, Generatoren etc.) bereitstellt.
Der zweite Luftstrom wird benötigt, um den ersten Luftstrom vorzukühlen
(Wärmetauscher), und um den Eintrittsimpuls (Widerstandserhöhung) durch
die gesamte abgezweigte Luftmenge zumindest teilweise zu kompensieren. Er
wird zuerst gekühlt (Turbine), danach in zwei oder drei Stufen (Wärme
tauscher, Verdichter, Brennkammer) wieder erhitzt und unter Schuberzeu
gung durch eine Düse ins Freie ausgeblasen. Dabei liefert die Turbine
die Antriebsleistung für den Verdichter.
Die Unteransprüche 2 und 3 enthalten bevorzugte Ausgestaltungen des Ver
fahrens nach Anspruch 1.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Zeichnung noch näher erläu
tert. Dabei zeigen in schematischer Darstellung:
Fig. 1 die Komponenten zur Durchführung des Verfahrens sowie deren Zu
sammenwirken,
Fig. 2 den tendenziellen Temperaturverlauf in beiden abgezweigten Luft
strömen unter Angabe der beteiligten Komponenten.
Fig. 1 zeigt den Triebwerkseinlauf 1 als Kanalabschnitt, in welchem
heiße, verdichtete Stauluft A ansteht. Statt des Triebwerkseinlaufes
könnte das System auch über einen eigenen Einlauf mit möglichst hohem
Druckrückgewinn mit aufgestauter Luft versorgt werden.
Wie aus Fig. 1 zu ersehen, wird die abgezweigte Luft in zwei getrennte
Luftströme B und C aufgeteilt, deren Volumenströme mittels der Regler 2
und 3 unabhängig voneinander einstellbar sind. Der erste Luftstrom B
gelangt direkt in den Wärmetauscher 4 und wird dort vorgekühlt. An
schließend treibt er die Turbine 6 an und wird dabei durch Expansion
weiter abgekühlt. Nach Austritt aus der Turbine 6 steht der Luftstrom B
als Kühlluft D zur Verfügung, deren Temperatur auf die jeweilige Kühl
funktion abgestimmt sein muß.
Es ist zuberücksichtigen, daß der Druck der Kühlluft D durch den voraus
gegangenen Expansionsvorgang reduziert ist, so daß beispielsweise die
direkte Versorgung einer Druckkabine u.U. nicht möglich sein wird. Die
indirekte Kühlung der Druckkabine mittels eines weiteren Wärmetauschers
ist jedoch denkbar. Bei den meisten Kühlvorgängen spielt der Luftdruck
keine entscheidende Rolle, so z.B. beim Kühlen von Elementen in der
Zelle, der Elektrik bzw. Elektronik, von Triebwerksteilen, von Anzeige
instrumenten usw.
Die Turbine 6 gibt ihre mechanische Leistung über eine Welle 8 an ein
Getriebe 10 ab, welches die Leistung auf die anzutreibenden Aggregate
aufteilt und die hohe Turbinendrehzahl auf die jeweils geforderten Dreh
zahlen reduziert. Als anzutreibende Aggregate sind ein Generator 12,
eine Hydraulikpumpe 14 sowie eine Kraftstoffpumpe 15 dargestellt.
Der zweite Luftstrom C gelangt zuerst in die Turbine 5, in welcher er
durch Expansion gekühlt wird. Beim Eintritt in den Wärmetauscher 4 weist
er demzufolge eine deutlich niedrigere Temperatur auf als der erste
Luftstrom B, von welchem er Wärme aufnimmt. Der Temperaturunterschied
der aus dem Wärmetauscher 4 austretenden Luftströme ist somit wesentlich
kleiner als eintrittsseitig, wobei der Luftstrom B bei Ein- und Austritt
die höhere Temperatur besitzt.
Danach gelangt der Luftstrom C in den Verdichter 9, welcher seine Tempe
ratur und seinen Druck erhöht. Die Antriebsleistung für den Verdichter 9
wird über die Welle 7 der Turbine 5 und somit dem Luftstrom
C selbst entnommen. Zur weiteren Energiesteigerung wird der Luftstrom im
dargestellten Fall in die Brennkammer 11 gefördert, wo mit seiner Hilfe
z.B. ein Teil des für die Haupttriebwerke verwendeten Treibstoffes ver
brannt wird. Anschließend tritt der Gasstrom durch eine Düse 13 als
Schubstrahl E ins Freie aus. Die Düse 13 ist sinnvollerweise im Dü
sen- bzw. Heckbereich des Fluggerätes angeordnet. Anstelle der Verwen
dung einer zusätzlichen Düse 13 kann der Gasstrahl in die Schubdüse ei
nes Haupttriebwerkes eingefördert werden, und zwar an einer Stelle, wel
che einen geringeren statischen Druck aufweist als der einzubringende
Gasstrahl. Die Brennkammer 11 ist nicht unbedingt erforderlich, sie kann
entfallen, wenn der Luftstrahl C beim Austritt aus dem Verdichter 9 be
reits eine für die Schuberzeugung ausreichende Energie besitzt.
Fig. 2 zeigt stark vereinfacht, wie sich die örtliche Luft- bzw. Gastem
peratur im Verlauf des Verfahrens ändert. Temperaturänderungen in den
Verbindungsleitungen sind nicht berücksichtigt, alle Temperaturänderun
gen sind der Einfachheit halber als Geradenstücke dargestellt. Die auf
geführten Bezugszeichen stimmen mit den entsprechenden Zeichen in Fig. 1
überein und geben an, in welcher Komponente sich die jeweilige Änderung
abspielt. Das Bezugszeichen 7 weist darauf hin, daß die Turbine 5 mit
dem Verdichter 9 mechanisch gekoppelt ist.
Eine Wechselwirkung zwischen den Luftströmen B und C findet nur im Wär
metauscher 4 statt, wo B an C Wärme abgibt. Bei gleich großen Volumen
strömen ist die Temperaturänderung beider Luftströme im Wärmetauscher 4
dem Betrage nach gleich. Beispielsweise durch Vergrößerung des Luftstro
mes C kann man erreichen, daß sich dessen Temperatur im Wärmetauscher 4
weniger, diejenige des Luftstromes B stärker ändert. In der Brennkammer
11 oxidiert der Sauerstoff im Luftstrom C den eingespritzten Brennstoff,
so daß sowohl eine starke Temperaturerhöhung als auch eine Zunahme des
Massenstromes stattfindet.
Der Luftstrom B ist in Fig. 2 durchgezogen, der Luft- bzw. Gasstrom C
gestrichelt dargestellt. Es sei darauf hingewiesen, daß mit T die stati
sche Temperatur des strömenden Fluids und nicht die Gesamttemperatur
dargestellt ist.
Claims (3)
1. Verfahren zur kombinierten Bereitstellung von mechanischer Lei
stung und Kühlluft in Fluggeräten, welche sich mit Hyperschallgeschwin
digkeit in der Atmosphäre bewegen, durch Nutzung der Energie von Stau
luft, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:
- a) Im Einlaufbereich eines Haupttriebwerkes (Triebwerkseinlauf 1) oder in einem getrennten Lufteinlauf werden der dort aufgestauten Luft (Stauluft A) zwei getrennte, mengenmäßig regelbare Luftströme (B, C) entnommen.
- b) Der erste Luftstrom (B) wird unter Wärmeabgabe durch einen Wärme tauscher (4) geführt, danach in einer Turbine (6) unter weiterer Ab kühlung entspannt und nach Austritt aus der Turbine (6) als Kühlluft (D) benutzt, wobei die Turbine (6) die dem Luftstrom (B) pro Zeit einheit entnommene Energie zumindest weitgehend in mechanische Lei stung (Welle B) umsetzt, welche für Antriebszwecke (Getriebe 10) zur Verfügung steht.
- c) Der zweite Luftstrom (C) wird unter Abkühlung in einer Turbine (5) entspannt, danach im Wärmetauscher (4) durch Wärmeaufnahme vom er sten Luftstrom (B) erhitzt, anschließend in einem Verdichter (9) un ter weiterer Erhitzung komprimiert und unter Schuberzeugung (Schub strahl E) durch eine Düse (13) in den Heck- bzw. Düsenbereich des Fluggerätes ausgeblasen, wobei die Turbine (5) die mechanische Lei stung (Welle 7) zum Antrieb des Verdichters (9) liefert.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dem
zweiten Luftstrom (C) nach Austritt aus dem Verdichter (9) und vor
Eintritt in die Düse (13) in einer Brennkammer (11) zusätzlich Wärme
energie zugeführt wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß
der zweite Luftstrom (C) nach Austritt aus dem Verdichter (9) oder aus
der Brennkammer (11) zur Schuberzeugung in die Düse eines Haupttriebwer
kes eingeleitet wird.
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ID=6359027
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