DE3942022A1 - Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Kühlung eines mit kryogen gespeichertem Treibstoff betriebenen Flugtriebwerkes mittels Kühl­ luft.

Die auftretenden Temperaturen in einem Flugtriebwerk für Hochge­ schwindigkeitsflugzeuge (Hyperschallflugzeuge) sind aufgrund der großen Machzahl außerordentlich hoch. Dadurch ergibt sich eine außer­ ordentlich hohe abzuführende Wärmemenge, um die Materialtemperatur der Bauteile im heißen Bereich des Triebwerkes innerhalb der zu­ lässigen technischen Grenzen zu halten. Dabei tritt zusätzlich das Problem auf, daß die Lufttemperaturen im Lufteinlaß eines Hyper­ schall-Triebwerkes 550°C und mehr erreichen. Eine Kühlung der noch heißeren Triebwerkskomponenten im Bereich der Brennkammer, der Tur­ bine und nachgeschalteter Teile wie Nachbrennerelemente durch derar­ tig erhitzte Luft gestaltet sich als außerordentlich schwierig. Dabei tritt zusätzlich das Problem auf, daß insbesondere die Kühlung der Turbine nur mit verdichteter Luft erfolgen kann, die etwa den gleich­ en statischen Druck wie der im Hochdruckturbinenbereich herrschende Druck aufweisen muß.

Daher wird in bisherigen Kühlkonzepten wie bei herkömmlichen Gastur­ binentriebwerken die Kühlluft für die Turbine vom Verdichter abge­ zweigt. Diese durch den Verdichtungsprozeß aufgeheizte Luft soll einem Kühlluftkühler zugeführt werden, wo sie unter Ausnutzung der Kühlkapazität des flüssig mitgeführten aber in gasförmiger Form ver­ brannten Treibstoffes zwischengekühlt wird. Als Treibstoff eignet sich hierfür besonders Wasserstoff.

Diese bekannte Lösung weist eine Reihe von Nachteilen und Problemen auf. Da für eine wirksame Kühlung ca. 10 bis 20% des gesamten Luft­ durchsatzes hinter dem Verdichter zu Kühlzwecken abgezweigt werden muß, nimmt der Kühlluftkühler große Baumaße und Gewicht an. Dies wird im Hinblick auf Minimierung der luftseitigen Druckverluste im Wärme­ tauscher zusätzlich verschärft. Denn der Druckverlust entlang der gesamten Kühlluftstrecke vom Verdichter zur Turbine darf nicht größer sein als derjenige der Hauptströmung, damit überhaupt eine aus­ reichende Luftströmung und damit Kühlung zustande kommt. Und es muß auch eine Ausblasung an der Vorderkante des ersten Turbinenstators gewährleistet sein, wo der höchste statische Druck aber auch die höchste Temperatur in der Turbine vorkommt. Schließlich sind unter bestimmten Flugbedingungen Probleme mit Luftvereisungen zu be­ fürchten.

Aus "Proceedings of the 1th Int. Conference an Hypersonic Flight in the 21th Century", Grand Fox USA, 1988, Seite 125ff ist es bekannt, ein luftatmendes Raketentriebwerk mit einem Kondensator zu versehen, der unter Verwendung des mitgeführten flüssigen Wasserstoffes die zur Verbrennung desselben benötigte Luft verflüssigt.

Ausgehend von den oben geschilderten Problemen ist es Aufgabe der Erfindung, ein gattungsgemäßes Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, die die oben genannten Probleme vermeiden, und eine Ver­ besserung des Wirkungsgrades und der Kühlung, sowie und eine kon­ struktive Vereinfachung der Kühlluftkühlung ermöglichen.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bezüglich des Verfahrens dadurch gelöst, daß die Kühlluft aus der Umgebung angesaugt und unter Wärme­ austausch mit dem Treibstoff verflüssigt wird, anschließend der Druck der verflüssigten Luft erhöht wird, und diese den zu kühlenden Bau­ teilen zugeführt wird.

Unter Umgebung wird hier verstanden, daß die Kühlluft nicht im Ver­ dichter komprimiert worden ist, sondern direkt über eine Öffnung im Flugzeugrumpf oder Triebwerk aus der Umgebung einströmt.

Das erfindungsgemäße Verfahren ist besonders für sogenannte Hyper­ schalltriebwerke geeignet, d. h. solche, die Flugzeuge auf die mehr­ fache Schallgeschwindigkeit beschleunigen. Denn bei diesen Ge­ schwindigkeiten weist bereits die Luft am Triebwerkseinlaß wegen des Luftaufstaus hohe Temperaturen auf. Dieses Verfahren ist jedoch eben­ so für herkömmliche Triebwerke geeignet, wenn kryogen gespeicherter Treibstoff verwendet wird.

Die wesentlichsten Vorteile dieses Kühlkonzeptes besteht darin, daß die Pumpleistung für die Druckerhöhung der Luft in flüssigem Zustand erheblich geringer ist, als die benötigte Verdichterleistung für gasförmige Luft. Diese beträgt ca. 1/200 der zur Verdichtung von gasförmiger Luft benötigten Leistung. Ferner ergibt sich durch die Absenkung der Kühllufttemperaturen eine Verringerung des Kühlluftbe­ darfes, der auf etwa die Hälfte der bisherigen Werte, also 5-10% des Luftdurchsatzes gesenkt werden kann. Nachdem diese Luftmenge außerdem nicht durch den Verdichter strömt, können die Baumaße des Verdichters und damit dessen Gewicht signifikant vermindert werden.

Vorteilhaft ist weiterhin, daß sich wegen des geringeren Kühlluft­ stromes ein kleineres Enthalpiegefälle in der Turbine ergibt, was wiederum zu einem vergrößerten Druckverhältnis in der Düse und damit zu erhöhtem Schub führt. Denn die Reduzierung der Leistungsanforde­ rungen des Verdichters überwiegt den durch den geringeren Kühlluftbe­ darf (und damit Luftdurchsatz) hervorgerufenen Rückgang des Turbinen­ durchsatzes.

Schließlich ist von Vorteil, daß die Verdichtereintrittsfläche, die die Höhe eines Flugtriebwerkes bestimmt, durch die vorteilhafte Durchsatzreduzierung verringert werden kann, was zu einer verrin­ gerten Antriebsstirnfläche und damit zu einem verminderten Luftwiderstand des Flugzeuges führt. Dies wirkt sich insbesondere bei hohen Flugmachzahlen nicht unerheblich aus.

Vorzugsweise wird als kryogen, also bei sehr niedrigen Temperaturen gespeicherter, im Flugzeug transportierter Treibstoff Wasserstoff verwendet. Hierzu eignet sich jedoch genauso jeder andere Treibstoff, der kryogen gelagert werden kann, wie beispielsweise Methan. Es kann der Treibstoff soweit abgekühlt sein, daß dieser in teilweise verfe­ stigtem Aggregatzustand, in Form von Schlamm ("slush") im Tank vor­ liegt.

Bei der Verwendung von Wasserstoff (H₂) ist die Temperatur des mitge­ führten Treibstoffes etwa 20-40 K, und die Temperatur beim Ein­ spritzen in die Brennkammern bis zu 1000 K. Der Treibstoff ist bei der Verwendung von Wasserstoff bei Beginn des Wärmetausches, also bei Eintritt in den Kondensator vorzugsweise gasförmig, da die hohe spe­ zifische Wärmekapazität von Wasserstoff genutzt wird. Es ist alter­ nativ aber auch möglich, den Treibstoff erst im Kondensator zu ver­ dampfen, und so die Verdampfungsenthalpie des Treibstoffes zu nutzen.

In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung wird die Kühlluft vor dem Verdichter des Flugtriebwerkes abgezweigt. Insbesondere wird Luft aus der Einlaufgrenzschicht des Triebwerkes abgezweigt. Hierdurch lassen sich vorteilhafterweise die Installationsverluste im Bereich des Triebwerkseinlaufes verringern, und der Einlaufquerschnitt kann verkleinert werden.

In einer alternativen Weiterbildung der Erfindung wird die Kühlluft aus der Rumpfgrenzschicht des Flugzeuges abgezweigt. Dadurch ist vorteilhafterweise der Einlaufquerschnit des Flugtriebwerkes ver­ kleinerbar und ein für die Abführung der Rumpfgrenzschicht bisher benötigter Kanal kann entfallen oder verkleinert werden. Dadurch ermöglicht diese Anordnung eine vorteilhafte Verwendung der Grenz­ schichtströmung, die bisher lediglich Verluste und Kühlprobleme im Bereich des Kanals verursachte.

Hinsichtlich der Vorrichtung wird die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe dadurch gelöst, daß eine Luftzuführleitung für die Zufuhr von Kühlluft mit Verbindung zur Umgebung mit einem Kondensator verbunden ist, und die verflüssigte Kühlluft vom Kondensator über eine Pumpe und eine Kühlluftleitung zu den zu kühlenden Bauteilen förderbar ist, wobei der Kondensator mit kryogen gespeichertem Treibstoff betreibbar ist, der über eine Zuströmleitung zuführbar und über eine Ab­ strömleitung abführbar ist. Die verflüssigte Luft wird in der Kühl­ luftleitung wieder verdampft, da die Zufuhr flüssiger Luft im Trieb­ werk problematisch ist.

Die hierdurch erzielbaren Vorteile entsprechen im wesentlichen denen oben zum Verfahren geschilderten.

Der Kondensator ist vorzugsweise als Gegenstromwärmetauscher oder Kreuz-/Gegenstromwärmetauscher ausgebildet, um einen möglichst hohen Austauschgrad zu erzielen.

Die Erfindung wird nachfolgend in einem bevorzugten Ausführungsbei­ spiel anhand der beigefügten Zeichnung weiter erläutert. Dabei zeigt:

Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt durch ein Flugtriebwerk,

Fig. 2 einen Schnitt durch den Einlaufbereich eines Flugtriebwerkes.

In Fig. 1 ist ein schematischer Längsschnitt durch ein Flugtriebwerk 1 für Hyperschallbetrieb dargestellt, das im wesentlichen aus einem Triebwerkseinlauf 2, einem als Turbotriebwerk ausgebildeten Kern­ triebwerk 3, einem Nachbrenner 4 und einer vorzugsweise verstellbren Düse 5 besteht.

Das Kerntriebwerk 3 ist in der dargestellten Ausführung als Zwei­ kreiser ausgeführt, d. h. das einen zweistufigen Fan 6, und einen Verdichter 7 für die Kernluftströmung enthält. Weiterhin sind dem Kerntriebwerk 3 eine Brennkammer 8 und eine Hoch und Niederdrucktur­ bine 9 zugeordnet.

Bei niedrigen Flugmachzahlen arbeitet das Triebwerk 1 wie ein her­ kömmliches Zweistromtriebwerk mit einem Bypasskanal 10. Es sind ferner nicht näher dargestellte Vorrichtungen vorgesehen, die bei höheren Flugmachzahlen einen Verschluß des Kerntriebwerkes 3 und einen Betrieb des Flugtriebwerkes 1 als Staustrahltriebwerk ermögli­ chen, wobei nur der Nachbrenner 4 eingeschaltet ist.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist eine mit dem Triebwerkseinlauf 2 11 kommunizierende Luftzuführung 12 auf, die mit einem Kondensator 13 verbunden ist. Der Ausgang des Kondensators 13 für die Kühlluft ist mit einer Pumpe 14 verbunden, die über eine Kühlluftleitung 15 mit dem Kerntrieb 3, bzw. den zu kühlenden Bauteilen gekoppelt ist. Dies ist insbesondere die Turbine 9, aber auch andere Bauteil wie die Düse 5, ggf. der Fan 6 oder die Wandung des Bypasskanals 10 bzw. des Kerntriebwerkes 3.

Die bei der Luftverflüssigung abgegebene Wärme wird im Kondensator 13 von in verflüssigter Form mitgeführtem Treibstoff aufgenommen, der den Kondensator 13 unter Umständen unter Verdampfung durchströmt. Dazu ist an den Kondensator 13 zumindest eine Zuströmleitung 16 für flüssigen oder gasförmigen Treibstoff, und eine Abströmleitung 17 für verdampften Treibstoff angeschlossen, in die eine Treibstoffdosier­ einheit 11 eingeschaltet ist. Die Abströmleitung 17 ist mit Ein­ spritzvorrichtungen 26 des Nachbrenners 4 verbunden, und kann auch in bestimmten Ausführungen die Brennkammer 8 beaufschlagen.

Fig. 2 zeigt eine Ausführungsform für eine Einströmvorrichtung in den Kondensator 13 im Einlaufbereich des Hyperschalltriebwerkes 1. An einer Rumpfwandung 18 des nicht dargestellten Flugzeuges ist eine Schwenkklappe 19 angebracht, die einen Grenzschichtkanal 20 mit rechteckigem Querschnitt freigeben kann.

Die Einlaufwand 2 schließt sich dieser Schwenkklappe 19 an, wobei es möglich ist, diesen zur Verstellung des Engquerschnittes q verstell­ bar auszubilden. Hinter dem Engquerschnitt ist eine Absaugklappe 21 in der Wand des Triebwerkseinlaufs 2 angebracht, die zur Absaugung der Strömungsgrenzschicht geöffnet werden kann.

Der Triebwerkseinlauf 2 ist durch die Außenwandung 22 begrenzt, und geht zum Triebwerk 1 hin von rechteckigem auf runden oder ovalen Querschnitt über. Hinter der Absaugklappe 21 ist ein mit dem Grenz­ schichtkanal 20 verbundener Absaugkanal 23 vorgesehen.

Die Luftzuführleitung 12 ragt über eine Einströmöffnung 24 zumindest in einen Teil des Grenzschichtkanals hinein, um die im Grenzschicht­ kanal 20 und/oder im Absaugkanal 23 anströmende Luft in den Konden­ sator 13 zu führen. Es sind jedoch auch andere Absaugvorrichtungen anwendbar, und bei Bedarf kann eine Leitklappe vorgesehen sein, die einen variablen Anteil der in den Kanälen 20 und 23 strömenden Luft in den Kondensator 13 zu leitet.

Eine Leitung 25 verbindet den Ausgang des Kondensators 13 mit der nicht gezeigten Pumpe für die verflüssigte Luft, von wo aus die zu kühlenden Bauteile des Flugtriebwerkes 1 versorgt werden.

Claims (15)

1. Verfahren zur Kühlung eines mit kryogen gespeichertem Treibstoff betriebenen Flugtriebwerkes (1) mittels Kühlluft, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlluft aus der Umgebung angesaugt und unter Wärmeaustausch mit dem Treibstoff verflüssigt wird, an­ schließend der Druck der verflüssigten Luft erhöht wird, und diese nach Verdampfung den zu kühlenden Bauteilen (9) zugeführt wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoff Wasserstoff ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühl­ luft vor einem Verdichter (7) des Flugtriebwerkes (1) abgezweigt wird.

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Kühl­ luft Rumpf- und/oder Einlaufgrenzschichtluft verwendet wird.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich der Treibstoff vor dem Wärmeaustausch in flüssigem Aggregatszustand befindet.

6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich der Treibstoff vor dem Wärmeaustausch in gasförmigem Aggregatszustand befindet.

7. Vorrichtung zur Kühlung eines mit kryogen gespeichertem Treibstoff betriebenen Flugtriebwerkes (1) mittels Kühlluft, die unter Wärme­ austausch mit dem Treibstoff vorkühlbar ist, dadurch gekenn­ zeichnet, daß eine Luftzuführleitung (12) für die Zufuhr von Kühlluft mit Verbindung zur Umgebung mit einem Kondensator (13) verbunden ist, und die verflüssigte Kühlluft von Kondensator (13) über eine Pumpe (14) und eine Kühlluftleitung (15) nach Verdamp­ fung zu den zu kühlenden Bauteilen (9) förderbar ist, wobei der Kondensator (13) mit kryogen gespeichertem Treibstoff betreibbar ist, der über eine Zuströmleitung (16) zuführbar und über eine Abströmleitung (17) abführbar ist.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ zuführleitung (12) stromauf des Verdichters (7) vorgesehen ist.

9. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftzuführleitung (12) in der Rumpfwandung (18) des vom Flug­ triebwerk (1) angetriebenen Flugzeugs zur Zuführung von Rumpf­ grenzschichtluft als Kühlluft eingelassen ist.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein zwischen der Rumpfwandung (18) und dem Flugtriebwerk (1) vor­ gesehener Grenzschichtkanal (20) mit der Luftzuführleitung (12) verbunden ist.

11. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftzuführleitung (12) mit einem im Triebwerkseinlauf (12) ein­ gelassenen Absaugkanal (23) zur Zuführung von Einlaufgrenz­ schichtluft als Kühlluft verbunden ist.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß am Triebwerkeinlauf (11) im Bereich des Engquerschnittes (q) von einer Wand des Triebwerkseinlaufs (2) ein Absaugkanal (23) für die Einlaufgrenzschicht vorgesehen ist.

13. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Grenzschichtkanal (20) und der Absaugkanal (23) durch ver­ schwenkbare Klappen (19, 21) verschließbar sind.

14. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Kondensator (13) für Gegenstrom- oder Kreuz-/Gegenstrombetrieb ausgelegt ist.

15. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugtriebwerk (1) ein Hyperschalltriebwerk ist.