DE69402033T2

DE69402033T2 - Vollständig integriertes Klima- und Hilfsantriebsaggregat

Info

Publication number: DE69402033T2
Application number: DE69402033T
Authority: DE
Inventors: Geoffrey D Woodhouse
Original assignee: AlliedSignal Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1993-12-09
Filing date: 1994-12-05
Publication date: 1997-06-26
Anticipated expiration: 2014-12-06
Also published as: US5490645A; DE69402033D1; EP0657351B1; EP0657351A1

Description

TECHNISCHES GEBIET

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Flugzeug-Teilsysteme und insbesondere ein Flugzeug- Teilsystem, das Strom und klimatisierte Luft für das Flugzeug unabhängig von den Hauptantriebsmotoren bereitstellt und damit den Treibstoffwirkungsgrad der Motoren erhöht.

STAND DER TECHNIK

Zusätzlich zum Antrieb stellen Flugzeughauptmotoren auch Wellenleistung durch ein Getriebe zum Antreiben von Elektrogeneratoren, hydraulischen Pumpen und Treibstoffpumpen bereit. Auch stellen sie Druckluft für die Klimaanlage bereit, die diese Luft zum Kühlen oder Erwärmen, Belüften und Unterdruckhalten der Flugzeugkabine benutzt. Die Ableitung von Druckluft und Wellenleistung von den Hauptmotoren wird als parasitärer Verlust bezeichnet und muß durch Steigern des Treibstoffflusses zu den Hauptmotoren kompensiert werden. Es ist schon lange ein Ziel von Flugzeug- und Flugzeugmotorkonstrukteuren gewesen, diese parasitären Verluste zu minimieren bzw. zu eliminieren und dadurch den Treibstoffwirkungsgrad der Hauptmotoren zu verbessern. Insbesondere ist erkannt worden, daß die Elektrogeneratoren und Klimaanlagen die zwei größten Ursachen für parasitäre Verluste sind.
Wenn sich das Flugzeug am Boden befindet und die Rauptmotoren abgeschaltet sind, wird bei vielen Flugzeugarten ein Hilfsgasturbinenmotor zur Zuführung von Druckluft zu Klimaanlagen oder Hauptmotoranlassung und Wellenleistung zum Antrieb von Zusatzaggregaten wie einem Elektrogenerator benutzt. Durch jüngste technologische Fortschritte können diese Motoren nunmehr zwar in einem Notfall wie beispielsweise einem Hauptmotorbrennschluß während des Fluges angelassen und betrieben werden, doch sind für die Bereitstellung von Strom und Druckluft unter normalen Betriebsbedingungen während des Fluges immer noch die Hauptmotoren zuständig.
Aus Cronin, US-Patent Nr. 4,494,372 ist ein Mehrzweck-Primär-/Hilfskraftsystem für ein Flugzeug bekannt, das elektrische, mechanische und Klimatisierungsleistungs- sowie Hauptmotoranlaßfunktionen bereitstellt. Obwohl dieses Aggregat den parasitären Verlust aufgrund der Ableitung von Luft vom Hauptmotor eliminiert, braucht es immer noch mechanische Kraft vom Hauptmotor, um elektrischen Strom für das Flugzeug bereitzustellen. Ähnlich ist aus Cronin, US-Patent Nr. 4,684,081 ein Mehrfunktionskraftaggregat bekannt, das ein Hilfsstromaggregat, eine Klimaanlage, ein Motoranlaßsystem und ein Notstromsystem für ein Flugzeug kombiniert. Dieses Aggregat erfordert ebenfalls keine Druckluft vom Motor, doch wird in der Flug-Kühlbetriebsart elektrischer Strom von den Hauptmotoren abgeleitet, um das System zu bestromen. Der Oberbegriff des Anspruchs 1 beruht auf der Offenbarung dieser Schrift.
Integriertes Hilfestrom- und Klimaaggregat mit einer Stromturbine und einer Kühlturbine, die mechanisch an einen einzigen Kompressor angekoppelt sind, offenbart. Trotzdem ist während des Fluges immer noch Druckluft von den Hauptmotoren erforderlich, um die Klimaanlage zu betreiben.
Es besteht dementsprechend noch ein Erfordernis eines Flugzeug-Teilsystems, das durch Bereitstellung von sowohl Strom als auch klimatisierter Luft für das Flugzeug unabhangig von den Hauptmotoren parasitäre Verluste eliminiert.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNG

Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Flugzeug-Teilsystem bereitzustellen, das durch Bereitstellung von sowohl Strom als auch klimatisierter Luft für Unterdruckhaltung des Flugzeugs parasitäre Hauptmotorverluste eliminiert und damit den Treibstoffwirkungsgrad der Hauptantriebsmotoren erhöht.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Erhöhung der Zuverlässigkeit der Hauptmotoren durch Eliminieren des zum Antreiben von Zusatzaggregaten benötigten Getriebes
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Bereitstellung eines Flugzeug-Teilsystems, das nicht mit Öl geschmierte Lager benutzt.
Noch eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Verringerung der Kosten und des Gewichts von Flugzeug-Teilsystemen.
Durch die vorliegende Erfindung wird ein Flugzeug-Teilsystem mit folgendem bereitgestellt:
einer ersten Welle und zweiten Welle, die drehbar unabhängig an einem Gehäuse angelenkt sind;
einem ersten an der besagten ersten Welle befestigten Kompressor;
einer ersten an der besagten ersten Welle befestigten Turbine;
einem zwischen dem besagten ersten Kompressor und der besagten ersten Turbine angeordneten und in Fluidkommunikation mit diesen stehenden Combustor;
einem an der besagten ersten Welle befestigten Anlasser/Generator zur Bereitstellung von Strom für das besagte Flugzeug; und
einer zweiten an der besagten zweiten Welle befestigten Turbine.
Erfindungsgemäß steht die besagte zweite Turbine in Fluidkommunikation mit der besagten ersten Turbine;
ist ein zweiter Kompressor an der besagten zweiten Welle befestigt und stellt einen Fluß von Druckluft bereit; und
ist eine dritte Turbine an der besagten ersten Welle befestigt und steht in Fluidkommunikation mit dem besagten zweiten Kompressor, um den besagten Fluß von Druckluft zu kühlen.
Nach einer bevorzugten Ausführungsform ist zwischen dem besagten zweiten Kompressor und der besagten dritten Turbine ein Wärmetauscher angeordnet, der in einem Staudruckkanal im besagten Flugzeug befestigt ist.
Vorzugsweise sind Mittel zum Trocknen und Kühlen von Luft in Fluidkommunikation mit dem besagten Wärmetauscher und der besagten dritten Turbine vorgesehen.
Die obengenannten Aufgaben werden durch die vorliegende Erfindung durch Bereitstellung einer neuartigen Integration von Turbomaschineneinrichtungen und Wärmetauschkomponenten in einem einzigen Flugzeug- Teilsystem erreicht. Im Zentrum dieses Teilsystems befinden sich zwei Drehbaugruppen, die vorzugsweise auf nicht ölgeschmierten Lagern an einem Gehäuse angelenkt sind. Eine Baugruppe enthält vorzugsweise eine Kühlturbine, einen Anlasser/Generator, einen Kernkompressor und eine Hochdruckstufe einer zweistufigen Axialturbine, die alle auf einer einzigen Welle montiert sind. Zwischen dem Kernkompressor und der Turbine ist ein Combustor angeordnet. Die andere Baugruppe besteht aus einer Niederdruckstufe der Axialturbine, die über eine zweite Welle an einen Lastkompressor angekoppelt ist. Die Hochdruckturbinenstufe und Kühlturbine sind zum Antreiben des Kernkompressors und Anlasser/Generators bemessen, der den gesamten Strombedarf des Flugzeugs sowohl am Boden als auch während des Fluges deckts. Die Niederdruck-Turbinenstufe treibt den Lastkompressor an, der Druckluft erzeugt, die vorzugsweise durch Wärmetauschkomponenten klimatisiert und dann ausgedehnt und über die Kühlturbine gekühlt wird, ehe sie vorzugsweise an die Flugzeugkabine abgegeben wird. Der Lastkompressor liefert vorzugsweise auch die erforderliche Luft zum Anlassen des Hauptmotors.
Damit hat das Teilsystem parasitäre Hauptmotorverluste eliminiert, indem es den gesamten Bedarf des Flugzeugs an Strom und klimatisierter Luft deckt.
Diese und andere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung sind besonders in der nachfolgenden ausführlichen Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung aufgeführt bzw. werden daraus ersichtlich, wenn diese in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen gelesen wird.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Figur 1 ist eine schematische Darstellung eines von der vorliegenden Erfindung in Betracht gezogenen Flugzeug-Teilsystems.
Figur 2 ist eine Querschnittsansicht des stromerzeugenden Teils des Flugzeug-Teilsystems der Figur 1.

BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM

Figur 1 zeigt ein Flugzeug-Teilsystem 10, das in einem Raum in einem Flugzeug befestigt werden kann. Der Flugzeugraum enthält einen sich dort hindurch erstreckenden Stauluftkanal 12. Der Einlaß 14 und Auslaß 16 des Kanals 12 sind zu der Außenluft hin offen und erlauben damit einen Luftfluß durch den Kanal 12, wenn sich das Flugzeug in Bewegung befindet. Ein im Kanal 12 angeordnetes Gebläse 18 erzeugt einen Luf tfluß durch den Kanal 12, wenn sich das Flugzeug nicht bewegt.
Das Teilsystem 10 weist einen Leistungsteil 20 auf, der aus einer Mehrzahl von Turbomaschinenkomponenten besteht. Bezugnehmend auf Figur 2 enthält der Leistungsteil 20 eine erste Welle 22 und eine zweite Welle 42. Beide Wellen 22, 42 sind auf einem nicht mit Öl geschmierten Lager 24 wie beispielsweise einem Luftlager oder Magnetlager an einem Gehäuse 26 angelenkt. Auf der Welle 22 sind eine Kühlturbine 28, ein Anlasser/Generator 30, ein Kernkompressor 32 und eine Hochdruckstufe 34 einer zweistufigen Axialturbine befestigt. Zwischen dem Kernkompressor 32 und der Hochdruckstufe 34 ist ein Combustor 36 angeordnet. Die Niederdruckstufe 38 der zweistufigen Axialturbine und ein Lastkompressor 40 sind auf der zweiten Welle 42 befestigt. Eine (nicht gezeigte) Treibstoffpumpe wird vom Anlasser/Generator 30 angetrieben und pumpt dosierten Treibstoff aus Speichertanks an Bord des Flugzeuges zum Combustor 36. Wenn das Flugzeug hydraulische Leistung braucht, kann eine elektrisch angetriebene Hydraulikpumpe zu dem System hinzugefügt werden.
Im Betrieb wird Stauluft vom Kernkompressor 32 aufgenommen und verdichtet. Diese verdichtete Luft vermischt sich mit Treibstoff im Combustor 36, und die Mischung wird gezündet, um ein heißes Gas zu bilden. Das heiße Gas dehnt sich über die Hoch- und Niederdruckstufe 34, 38 aus. Die Hochdruckstufe 34 und die Kühlturbine 28 treibt die erste Welle 22, die den Anlasser/Generator 30 treibt, der Elektrizität erzeugt. Die Niederdruckstufe 42 treibt die zweite Welle 42. Aus der Niederdruckstufe 38 entweicht das heiße Gas in den Kanal 12 und fließt dann über Bord. Da die Hochdruckstufe 34 und die Niederdruckstufe 38 auf verschiedenen Wellen befestigt sind, können sie mit unterschiedlichen Drehgeschwindigkeiten betrieben werden.
Der Lastkompressor 40 nimmt ebenfalls Stauluft auf und verdichtet die Luft und erhöht dabei ihre Temperatur und ihren Druck. Aus dem Lastkompressor 40 fließt die Luft durch einen primären Luft-Luft-Wärmetauscher 44 und dann zu einem sekundären Luft-Luft-Wärmetauscher 46, wo sie mit sehr geringem Druckabfall auf annähernd Umgebungstemperatur abgekühlt wird. Die Luft im Kanal 12 wird von beiden Wärmetauschern 44, 46 als Wärmesenke benutzt. Für den Betrieb am Boden wird ein Teil der Luft aus dem Lastkompressor 40 zum Antreiben des Gebläses 18 benutzt. Auch kann Luft vom Lastkompressor 40 zum Anlassen des Hauptmotors (MES - main engine starting) benutzt werden.
Aus dem sekundären Wärmetauscher 46 fließt die Luft durch einen Nachwärmer 48, wo sie als Wärmesenke benutzt wird, und dann zu einem Kondensator 50, wo sie mit nur leichtem Druckabfall abgekühlt wird. Dadurch wird beinahe die gesamte Feuchtigkeit, die im Luftstrom gewesen sein könnte, kondensiert. Die kondensierte Feuchtigkeit wird mechanisch durch einen Entwässerer 52, der die Wassertröpfchen aus der Luft herauszentrifugiert und dann das Wasser in den Kanal 12 stromaufwärts von dem sekundären Wärmetauscher 46 abläßt, aus dem Luftstrom entfernt.
Die aus dem Entwässerer 52 austretende gekühlte, getrocknete Luft läuft zurück durch den Nachwärmer 48, wo sie erwärmt wird, und dann durch die Kühlturbine 28. In der Kühlturbine 28 wird die Luft auf annähernd atmosphärischen Druck ausgedehnt und auf weit unterhalb Umgebungstemperatur abgekühlt. Die Kühlturbine erzeugt auch Wellenleistung zum Treiben der ersten Welle 22. Diese kalte Luft läuft dann durch den Kondensator 50 um, wo sie als Wärmesenke benutzt wird. Danach läuft die Luft zu einer Kabine eines Flugzeuges. Die Temperatur der in die Kabine eintretenden Luft wird durch Vermischen derselben mit wärmerer Luft von zwischen dem sekundären Wärmetauscher 46 und dem Nachwärmer 48 geregelt. Der Fluß dieser wärmeren Luft wird durch ein Ventil 54 geregelt.
So kann das Teilsystem 10 fortlaufend sowohl Strom als auch klimatisierte Luft für das Flugzeug bereitstellen, ohne Wellenleistung oder Druckluft aus den Hauptmotoren abzuzweigen

Claims

1. Flugzeug-Teilsystem mit folgenden:

einer ersten Welle (22) und zweiten Welle (42), die drehbar unabhängig an einem Gehäuse (26) angelenkt sind;

einem ersten an der besagten ersten Welle (22) befestigten Kompressor (32);

einer ersten, an der besagten ersten Welle befestigten Turbine (34);

einem zwischen dem besagten ersten Kompressor (32) und der besagten ersten Turbine (34) angeordneten und in Fluidkommunikation mit diesen stehenden Combustor (36);

einem an der besagten ersten Welle befestigten Anlasser/Generator (30) zur Bereitstellung von Strom für das besagte Flugzeug; und

einer zweiten, an der besagten zweiten Welle befestigten Turbine (38);

dadurch gekennzeichnet, daß die besagte zweite Turbine (38) in Fluidkommunikation mit der besagten ersten Turbine (34) steht;

und daß ein zweiter Kompressor (40) an der besagten zweiten Welle (42) befestigt ist und einen Fluß von Druckluft bereitstellt; und

eine dritte Turbine (28) an der besagten ersten Welle (22) befestigt ist und in Fluidkommunikation mit dem besagten zweiten Kompressor (40) steht, um den besagten Fluß von Druckluft zu kühlen.

2. Teilsystem nach Anspruch 1, weiterhin mit einem zwischen dem besagten zweiten Kompressor (40) und der besagten dritten Turbine (28) angeordneten Wärmetauscher (44, 46), der in einem Staudruckkanal im besagten Flugzeug befestigt ist.

3. Teilsystem nach Anspruch 2, weiterhin mit Mitteln (48, 50, 52) zum Trocknen und Kühlen von Luft in Fluidkommunikation mit dem besagten Wärmetauscher (44, 46) und der besagten dritten Turbine (28).