DE3824468C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bereitstellung von mechanischer Leistung und Kühlluft in Fluggeräten, welche sich mit Hyperschallge­ schwindigkeit 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 (3 < Ma < 3,5) gebracht. im Hyperschallbereich (Ma < 3,5) werden die Turbo­ triebwerke abgeschaltet, und die Schuberzeugung von Staustrahl- oder Ra­ ketentriebwerken 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 zur Verfügung steht und nicht als Ballast im Fluggerät mitgeführt werden muß. Das Problem der Bereitstellung me­ chanischer Leistung wird dabei gemäß dem Stand der Technik in der Neise gelöst, daß mindestens ein Hilfsantriebssystem am oder im Fluggerät vor­ gesehen 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 Vor­ aussetzung einer mäßigen Temperatur am Turbineneintritt als Kühlluft verwendbar ist.

Bei hohen Flugmachzahlen treten jedoch Staulufttemperaturen von etwa 120 K (Ma=5) bis 2200 K (Ma=7) auf, beispielsweise in den Trieb­ werkseinläufen. Unter Berücksichtigung des maximal vorhandenen Druckge­ fälles (Staudruck bis Umgebungsdruck) können so hohe Temperaturen in ei­ ner Turbine nicht auf ein für Kühlzwecke geeignetes Niveau abgesenkt werden. Somit entfällt bei Hyperschallgeschwindigkeit die Möglichkeit, mittels einer Stauluftturbine sowohl mechanische Leistung als auch Kühl­ luft zu erzeugen.

Aus der US-PS 44 14 805 ist eine Antriebsanlage für ein Straßenfahrzeug bekannt, welche als Motor eine Einwellen-Gasturbine aufweist. Deren Ab­ gase werden einer zusätzlichen Anordnung bestehend aus einer Turbine, einem Verdichter und einem Schwungrad, zugeführt, wobei diese drei Ele­ mente über eine Welle drehfest verbunden sind. Zumindest im Bereich zwi­ schen Turbine und Verdichter arbeitet die zusätzliche Anordnung mit ei­ nem Gasdruck, welcher niedriger ist als der Umgebungsdruck, am Verdich­ teraustritt herrscht mindestens Umgebungsdruck im Arbeitsgas.

Im Fahrbetrieb mit etwa konstanter Geschwindigkeit und mit mäßigem Lei­ stungsbedarf wird die Energie der Brennkammerabgase benutzt, um die ei­ gentliche Antriebsturbine und die Turbine der zusätzlichen Anordnung leistungsmäßig zu versorgen, wobei letztere Turbine - abgesehen vom Ver­ dichterantrieb - das Schwungrad in Rotation hält.

Bei kurzzeitig hohem Leistungsbedarf, etwa beim Beschleunigen, wird die Turbine der Zusatzanorndung vorübergehend in einen strömungsmechanisch unwirksamen Zustand versetzt (z. B. durch Bypass), wobei der Antrieb des austrittsseitigen Verdichters durch die kinetische Energie des Schwung­ rades erfolgt. Dadurch wird das gesamte Druckgefälle bis unter Umge­ bungsdruck an der eigentlichen Antriebsturbine wirksam, so daß diese ei­ ne wesentlich höhere Leistung an den Fahrantrieb abgibt.

Der Strömungskanal vom Verdichter zur Brennkammer der Einwellen-Gastur­ bine sowie der Strömungskanal von der Turbine zum Verdichter der Zusatz­ anordnung sind wärmetechnisch über einen Wärmetauscher miteinander ver­ bunden.

In bezug auf die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Problema­ tik erhält der Fachmann aus dieser Schrift zumindest den Hinweis, einen Gasstrom durch rekuperativen Wärmeaustausch mit mindestens einem zwei­ ten, kälteren Gasstrom zu kühlen.

Die Aufgabe der Erfindung besteht angesichts des Standes der Technik darin, ein Verfahren zur Bereitstellung von mechanischer Leistung und Kühlluft in hyperschallschnellen, in der Atmosphäre operierenden Flugge­ räten anzugeben, welches ausschließlich mit bekannten und erprobten technischen Verfahrensschritten und Komponenten arbeitet und welches aufgestaute Luft als Energieträger benutzt. Dabei sollen die strömungs­ mechanischen 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 abgezweigt 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 hei­ ße, verdichtete Stauluft A ansteht. Statt des Triebwerkseinlaufes könnte das System auch über einen eigenen Einlauf mit möglichst hohem Druck­ rückgewinn 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 ge­ langt direkt in den Wärmetauscher 4 und wird dort vorgekühlt. Anschlie­ ßend 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 Kühlfunk­ tion abgestimmt sein muß.

Es ist zu berücksichtigen, daß der Druck der Kühlluft D durch den vor­ ausgegangenen 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 Zel­ le, der Elektrik bzw. Elektronik, von Triebwerksteilen, von Anzeigein­ strumenten 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, ei­ ne 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 darge­ stellten Fall in die Brennkammer 11 gefördert, wo mit seiner Hilfe z. B. ein Teil des für die Haupttriebwerke verwendeten Treibstoffes verbrannt wird. Anschließend tritt der Gasstrom durch eine Düse 13 als Schubstrahl E ins Freie aus. Die Düse 13 ist sinnvollerweise im Düsen- bzw. Heckbe­ reich des Fluggerätes angeordnet. Anstelle der Verwendung einer zusätz­ lichen Düse 13 kann der Gasstrahl in die Schubdüse eines Haupttriebwer­ kes eingefördert werden, und zwar an einer Stelle, welche einen geringe­ ren 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 bereits 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 Bereitstellung von mechanischer Leistung und Kühl­ luft in Fluggeräten, welche sich mit Hyperschallgeschwindigkeit in der Atmosphäre bewegen, durch Nutzung der Energie von Stauluft, gekenn­ zeichnet durch folgende Merkmale:

• a) Im Einlaufbereich (1) eines Haupttriebwerkes oder in einem getrenn­ ten Lufteinlauf werden der dort aufgestauten Luft (A) zwei getrenn­ te, mengenmäßig regelbare Luftströme (B, C) entnommen.
• b) Der erste Luftstrom (B) wird unter Wärmeabgabe durch einen Wärmetau­ scher (4) geführt, danach in einer Turbine (6) unter weiterer Abküh­ lung entspannt und nach Austritt aus der Turbine (6) als Kühlluft (D) benutzt, wobei die Turbine (6) ihrem Wirkungsgrad entsprechend die dem Luftstrom (B) pro Zeiteinheit entnommene Energie in mechani­ sche Leistung (8) umsetzt, welche für Antriebszwecke (10) zur Verfü­ gung 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 (E) durch eine Düse (13) in den Heck- bzw. Düsenbereich des Fluggerätes ausgeblasen, wobei die Turbine (5) die mechanische Leistung (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 Ein­ tritt in die Düse (13) in einer Brennkammer (11) zusätzlich Wärmeenergie 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.