DE3942022C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

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 Hyperschall-Flugbetrieb bei ausschließlich eingeschaltetem Staustrahlantrieb am Lufteinlaß etwa 1700 K und mehr erreichen. Eine Kühlung der heißen Triebwerkskom­ ponenten im Bereich der Brennkammer, der Turbine und nachgeschalteter Teile wie Nachbrennerelemente durch derartig erhitzte Luft ist prak­ tisch nicht mehr realisierbar. Dabei tritt zusätzlich das Problem auf, daß insbesondere die Kühlung der Turbine, insbesondere der Hoch­ druckturbine des Turbo-Basistriebwerks, nur mit verdichteter Luft erfolgen kann, die etwa den gleichen Entnahme-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 1st Int. Conference an Hypersonic Flight in the 21th Century", Grand Fox USA, 1988, Seite 125 ff 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.

Ein dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 zugrunde gelegter, aus der US-PS 32 37 400 bekannter Fall behandelt die Zufuhr und Steuerung des für die Verbrennung in Raketenbrennern benötigten Wasserstoffs und Sauerstoffs; d. h., flüssiger Wasserstoff als Treibstoff strömt aus einem Tank, unter Pumpenförderung, über ein Ventil und eine Leitung in den Kondensator und von dort über eine weitere Leitung in die Raketen-Brenner ab. Die gasförmige Aufbereitung des Wasserstoffs erfolgt dabei im Wärmetausch mit der dem Kondensator zugeführten vor dem Verdichter über eine Abzweigleitung entnommenen Umgebungsluft, die beim Wärmetausch verflüssigt und heruntergekühlt wird; letztere kann flüssig oder im Wärmetausch über Rohre (örtliche Regenerativ-Kühlung) mit der hier als Hauptbrennkammer ausgebildeten zweiten Verbrennungseinrichtung gasförmig für die Verbrennung zuge­ führt werden. Für die Brennstoffbeaufschlagung (Wasserstoff) der Hauptbrennkammer ist beim bekannten Fall keine Führung über den Kon­ densator, sondern eine gasförmige Aufbereitung über betreffende Roh­ re, im Wärmetausch mit der Hauptbrennkammer, vorgesehen. Der be­ kannte Fall will offensichtlich in Ermangelung einer hocheffektiven Kühlung, insbesondere der Turbine, eine gesteuerte, vergleichsweise niedrige Verbrennungstemperatur in die Wege leiten.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Einrichtung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 anzugeben, mit der auf vergleichs­ weise einfache konstruktive Weise, praktisch ohne Leistungseinbußen in aero-thermodynamischem Kreisprozeß, eine effektive Bauteilkühlung bei zugleich verhältnismäßig kleinen Triebwerksabmessungen (Stirnfläche) und niedrigem Triebwerksgewicht ermöglicht wird.

Die gestellte Aufgabe ist mit den Merkmalen des Kennzeichnungsteils des Patentanspruchs 1 erfindungsgemäß gelöst.

Die Einrichtung ist besonders für sogenannte "Hyperschalltriebwerke" geeignet, d. h. solche, die Flugzeuge auf die mehrfache Schallge­ schwindigkeit beschleunigen. Denn bei diesen Geschwindigkeiten weist die Luft bereits am Triebwerkseinlaß wegen des Luftaufstaus extrem hohe Temperaturen auf. Die Einrichtung ist jedoch ebenso für her­ kömmliche Turbotriebwerke geeignet, wenn kryogen gespeicherter Treib­ stoff verwendet wird.

Ein wesentlicher Vorteil der Einrichtung 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.

Außerdem ist es von Vorteil, daß die Verdichtereintrittsfläche, die die Einbauhöhe eines Flugtriebwerkes bestimmt, durch die vorteilhafte Durchsatzreduzierung verringert werden kann, was zu einer verrin­ gerten Stirnfläche und damit zu einem verminderten Luftwiderstand des Flugzeuges führt. Dies wirkt sich insbesondere bei hohen Flug­ machzahlen nicht unerheblich aus.

Vorzugsweise kann als kryogen, also bei sehr niedrigen Temperaturen flüssig gespeicherter, im Flugzeug transportierter Treibstoff Wasser­ stoff verwendet werden. Es eignet sich jedoch genauso jeder andere Treibstoff, der kryogen gespeichert werden kann, wie beispielsweise Methan. Es kann der Treibstoff so weit abgekühlt sein, daß dieser in teilweise verfestigtem Aggregatzustand, in Form von Schlamm, soge­ nanntem "slush", im Tank vorliegt.

Die Temperatur des mitgeführten Wasserstoffes (H₂) als Treibstoff beträgt etwa 20-40 K, und beim Einspritzen in die Brennkammern bis zu 1000 K. Der Wasserstoff kann bei Beginn des Wärmetausches, also bei Eintritt in den Kondensator vorzugsweise gasförmig vorliegen, um die hohe spezifische Wärmekapazität des Wasserstoffs auszunutzen. Es wäre alternativ aber auch möglich, den Treibstoff erst im Kondensator zu verdampfen, und so die Verdampfungsenthalpie des Treibstoffes zu nutzen.

In Bereitstellung der Kühlluft aus der Einlaufgrenzschicht des Trieb­ werkes lassen sich vorteilhafterweise die Installationsverluste im Bereich des Triebwerkseinlaufes verringern, und der Einlaufquer­ schnitt kann verkleinert werden.

In Bereitstellung der Kühlluft aus der Rumpfgrenzschicht des Flug­ zeuges ist vorteilhafterweise der Einlaufquerschnitt des Flug­ triebwerkes verkleinerbar und ein für die Abführung der Rumpfgrenz­ schicht bisher benötigter Kanal kann zumindest stromab der Kühlluft-Entnahmestelle entfallen oder verkleinert werden. Die Ein­ richtung ermöglicht die vorteilhafte Verwendung der Rumpf- und/oder Einlauf-Luft-Grenzschichten, die bisher lediglich Verluste und, ins­ besondere im Bereich des Kanals, Kühlprobleme verursachten.

Da die Zufuhr flüssiger Luft für die Bauteilkühlung am Triebwerk insbesondere wegen der verhältnismäßig großen erforderlichen Luft­ volumina problematisch wäre, ist bei der angegebenen Einrichtung vorteilhafterweise eine dampfförmige Zufuhr über die betreffende Leitung zum Bauteil vorgesehen.

In den Kondensator könnte man vorzugsweise einen Wärmetauscher in Gegenstrom oder Kreuz-/Gegenstrombauweise einschließen, um einen möglichst hohen Austauschgrad zu erzielen.

Die Erfindung wird nachfolgend beispielsweise anhand der Zeichnungen weiter erläutert; dabei zeigt:

Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt eines Hyperschall­ triebwerks und

Fig. 2 einen schematischen Längsschnitt des Einlaufbereiches des Hyperschalltriebwerkes.

In Fig. 1 ist ein schematischer Längsschnitt eines Hyperschall­ triebwerkes 1 dargestellt, das im wesentlichen aus einem Triebwerks­ einlauf 2, einem Turbobasistriebwerk 3 und einem Strahlrohr 4 mit hier zweiter Verbrennungseinrichtung 26 (Nachbrenner/Zusatzbrenner für Hyperschallflugbetrieb) besteht, wobei das Strahlrohr 4 in eine vorzugsweise verstellbare Schubdüse 5 übergeht.

Das Turbobasistriebwerk 3 im Primärkreis treibt in der dargestellten Ausführung ein zweistufiges Frontgebläse 6 für den Sekundärkreis an und weist einen Verdichter 7, eine Brennkammer 8 als erste Verbren­ nungseinrichtung sowie Hoch- und Niederdruckturbinen 9, 9′ auf.

Bei niedrigen Flugmachzahlen und ausschließlich eingeschaltetem Tur­ bobasistriebwerk 3 arbeitet das Triebwerk 1 wie ein herkömmliches Zweistromtriebwerk, wobei das Frontgebläse 6 in einen Bypasskanal 10 fördert, der das Basistriebwerk 3 ummantelt. Es sind ferner nicht näher dargesellte Absperrvorrichtungen vorgesehen, die im Hyper­ schall-Flugbetrieb einen Verschluß des Turbobasistriebwerks 3 und so einen Betrieb des Triebwerkes 1 als Staustrahltriebwerk ermöglichen, wobei nur die zweite Verbrennungseinrichtung 26 eingeschaltet ist, die dann über den Einlauf 2 und den Bypasskanal 10 mit Stau-Druckluft beaufschlagt ist.

Die Einrichtung weist eine mit dem Triebwerkseinlauf 2 kom­ munizierende Abzweigleitung 12 auf, die mit einem Kondensator 13 verbunden ist. Der Ausgang des Kondensators 13 für die flüssige Kühl­ luft ist mit einer Pumpe 14 verbunden, die über eine Kühlluftleitung 15 mit dem Turbobasistriebwerk 3 bzw. den zu kühlenden Bauteilen gekoppelt ist, bei denen es sich um die Turbinen 9, 9′ aber auch an­ dere Bauteile, wie die Schubdüse 5 oder das Frontgebläse 6 oder die Wand 10′ des Bypasskanals 10 bzw. die Umwandung des Tur­ bobasistriebwerkes 3 handeln kann; dabei soll die der druckerhöhenden Pumpfenförderung (Pumpe 14) ausgesetzte flüssige Kühlluft dampfförmig über die Leitung 15 für die Bauteilkühlung zugeführt werden.

Die bei der Luftverflüssigung abgegebene Wärme wird im Kondensator 13 von in verflüssigter Form mitgeführtem bzw. kryogen gespeichertem 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 Treibstoffdosiervorrichtung 11 geschaltet ist. Die Ab­ strömleitung 17 ist mit den Einspritzvorrichtungen der zweiten Ver­ brennungseinrichtung 26 im Strahlrohr 4 verbunden (nicht dargestellt) und kann auch - wie dargestellt - die Brennkammer 8 als hier erste Verbrennungseinrichtung beaufschlagen.

Gemäß Fig. 2 soll bei der Einrichtung die Einstromöffnung 24 der Abzweigleitung 12 am Triebwerkeinlauf 2 mit einem Kanal 20 für die Zufuhr am Rumpf und/oder am Einlauf entnehmbarer Luftgrenzschicht in Verbindung stehen.

Der Kanal 20 ist am Eintritt gegenüber der Zufuhr am Rumpf ent­ nommener Luftgrenzschicht mit einer Klappe 19 absperrbar; der Kanal 20 erstreckt sich zwischen einer Wand 18 des Flugzeugrumpfes, an der die Klappe 19 schwenkbar angelenkt ist und Abschnitten eines den Engstquerschnitt q bereitstellenden oder steuernden Teils 2′ des Triebwerkseinlaufs 2 und einer Umwandung 22 eines zum Triebwerksein­ tritt geführten Luftzufuhrkanals 11′ des Einlaufs 2. Stromab des Engstquerschnittes q - zwischen dem diesen bereitstellenden oder steuernden Teil 2′ des Triebwerkseinlaufs 2 und einem radial äußeren Teil der Umwandung 22 des Luftzufuhrkanals 11′ - ist ein Absaugkanal 23 für Einlaufluftgrenzschicht eingelassen, der am Austritt in einen die Einströmöffnung 24 der Abzweigleitung 12 enthaltenden Teil des Kanals 20 übergeht und der am Eintritt, im Bereich des Engstquer­ schnitts q des Einlaufs 2, mit einer Klappe 21 freileg- oder absperr­ bar ist. Der Kanal 20 weist hier einen rechteckigen Querschnitt auf.

Wie man ferner aus Fig. 2 erkennt, ist der Triebwerkseinlauf 2 durch den außen liegenden Teil der Umwandung 22 begrenzt und geht in Rich­ tung auf den Triebwerkseintritt von rechteckigem auf runden oder ovalen Querschnitt über.

Gemäß Fig. 2 ragt die Abzweigleitung 12 über die Einströmöffnung 24 zumindest in einen Teil des Kanals 20 hinein, um die im Kanal 20 und/oder im Absaugkanal 23 anströmende Luftgrenzschicht als Kühlluft in den Kondensator 13 zu führen. Es sind jedoch auch andere Absaug­ vorrichtungen anwendbar, und bei Bedarf kann eine Leitklappe vorge­ sehen sein, die einen variablen Anteil der in den Kanälen 20 und 23 strömenden Luftgrenzschicht in den Kondensator 13 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 mit Luft versorgt werden können.

Claims (5)

1. Einrichtung zur Bauteilkühlung eines Turbinenstrahltriebwerks, das eine erste Verbrennungseinrichtung (8) im Turboteil und eine dem Gasaustritt des Turboteils nachgeschaltete zweite Verbrennungsein­ richtung (26) aufweist, worin zumindest eine der beiden Verbren­ nungseinrichtungen (8; 26) an die mittels einer Dosiervorrichtung (11) steuerbare Zufuhr kryogen gespeicherten Brennstoffs, insbe­ sondere Wasserstoff, angeschlossen ist, der vor Eintritt in die betreffende Verbrennungseinrichtung über einen Kondensator (13) geführt ist, in weichem für die Bauteilkühlung über eine Abzweig­ leitung (12) zugeführte und stromauf des Verdichters (7) ent­ nommene Kühlluft im Wärmetausch mit dem Brennstoff verflüssigt und in diesem Zustand - stromab des Kondensators (13) - einer drucker­ höhenden Pumpenförderung ausgesetzt wird, dadurch gekennzeichnet, daß

• - die der druckerhöhenden Pumpenförderung ausgesetzte flüssige Kühlluft in dampfförmigem Zustand für die Bauteilkühlung zugeführt wird,
• - die Einströmöffnung (24) der Abzweigleitung (12) am Triebwerks­ einlauf (2) mit einem Kanal (20) für die Zufuhr am Rumpf und/oder am Einlauf entnehmbarer Luftgrenzschicht in Verbindung steht.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kanal (20) am Eintritt gegenüber der Zufuhr am Rumpf entnommener Luft­ grenzschicht mit einer Klappe (19) absperrbar ist und sich zwi­ schen einer Wand (18) des Flugzeugrumpfes und Abschnitten eines den Engstquerschnitt (q) bereitstellenden oder steuernden Teils (2′) des Triebwerkseinlaufs (2) und einer Umwandung (22) eines zum Triebwerkseintritt geführten Luftzufuhrkanals (11′) des Einlaufs (2) erstreckt.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß stromab des Engstquerschnittes (q) zwischen dem diesen be­ reitstellenden oder steuernden Teil (2′) des Triebwerkseinlaufs (2) und einem radial äußeren Teil der Umwandung (22) des Luftzu­ fuhrkanals (11′) ein Absaugkanal (23) für Einlaufluftgrenzschicht eingelassen ist, der am Austritt in einen die Einströmöffnung (24) der Abzweigleitung (12) enthaltenden Teil des Kanals (20) übergeht und der am Eintritt, im Bereich des Engstquerschnitts (q) des Einlaufs (2), mit einer Klappe (21) freileg- oder absperrbar ist.

4. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Verbrennungseinrichtung (26) als Nachbrenner ausgebildet ist, der für die Zufuhr insbesondere dampfförmigen Treibstoffs über eine Abströmleitung (17) an den Kondensator (13) ange­ schlossen ist.

5. Einrichtung nach Anspruch 1 für ein Hyperschalltriebwerk mit von einer Niederdruckturbine (9′) eines Turbobasistriebwerks (3) im Primärkreis angetriebenem Frontgebläse (6) für den Sekundärkreis, das in einen das Turbobasistriebwerks (3) des Primärkreises um­ mantelnden Bypasskanal (10) fördert, der stromab des Heißgasaus­ tritts des Turbobasistriebwerks (3) in ein die zweite Verbren­ nungseinrichtung (26) enthaltendes Strahlrohr (4) mit Schubdüse (5) übergeht, wobei im Hyperschallbetrieb und dabei einge­ schalteter zweiter Verbrennungseinrichtung (26) das luft- und abgasseitig abgesperrte Turbobasistriebwerk (3) nebst Gebläse (6) stillstehen und ausschließlich die zweite Verbrennungseinrichtung (26) über den Bypasskanal (10) mit über den Triebwerkseinlauf (2) zugeführter Stau-Druckluft beaufschlagt ist, dadurch gekennzeich­ net, daß die kryogene Luft zur Kühlung der Turbinen (9, 9′) oder der Schubdüse (5) oder des Frontgebläses (6) oder der inneren Wand (10′) des Bypasskanals (10) bzw. der Umwandung des Turbo­ basistriebwerks (3) zugeführt wird.