EP3938279A1 - Luftfahrzeug mit wärmekraftmaschine und einrichtung zur nutzung des abgases der wärmekraftmaschine - Google Patents

Luftfahrzeug mit wärmekraftmaschine und einrichtung zur nutzung des abgases der wärmekraftmaschine

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EP3938279A1
EP3938279A1 EP20715668.8A EP20715668A EP3938279A1 EP 3938279 A1 EP3938279 A1 EP 3938279A1 EP 20715668 A EP20715668 A EP 20715668A EP 3938279 A1 EP3938279 A1 EP 3938279A1
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EP
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wing
aircraft
exhaust gas
turbine
water
Prior art date
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Pending
Application number
EP20715668.8A
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English (en)
French (fr)
Inventor
Hermann Klingels
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
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Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01N3/00—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust
    • F01N3/005—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust for draining or otherwise eliminating condensates or moisture accumulating in the apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
    • B01D—SEPARATION
    • B01D5/00—Condensation of vapours; Recovering volatile solvents by condensation
    • B01D5/0078—Condensation of vapours; Recovering volatile solvents by condensation characterised by auxiliary systems or arrangements
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • F01K23/02—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled
    • F01K23/06—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle
    • F01K23/10—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle with exhaust fluid of one cycle heating the fluid in another cycle

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft with at least one wing on which at least one flight drive is arranged, which has at least one réellekraftma machine, in particular a gas turbine.
  • One object of an embodiment of the present invention is to improve the operation, in particular the economy and / or environmental compatibility, of aircraft.
  • an aircraft in particular an aircraft, in one embodiment a passenger or cargo aircraft, has at least one, preferably at least, in particular precisely, two wings, in particular a special wing or surface (s) , in one embodiment under which (in each case) at least one aircraft drive is arranged, which has at least one heat engine, in one embodiment a gas turbine.
  • the aircraft drive is a turbine jet engine, in particular a turbofan or turboprop engine.
  • the heat engine is operated in at least one operating point, in particular in normal operation, with a working gas that has a water content of at least 15% by mass, in particular at least
  • the aircraft has a fuselage on which the wing or wings, in one embodiment laterally or on opposite sides, are arranged or has a so-called fuselage / wing configuration.
  • the present invention can be used with particular advantage in such aircraft or heat engines, in particular because of its aerodynamics or thermodynamics.
  • the aircraft has an exhaust gas passage which is at least partially single-channel and / or at least partially multi-channel in one embodiment, through which or in which at least a part, preferably at least 10% by volume, in particular at least 50 volume%, in one embodiment at least 75 volume% and in a further training at least 95 volume%, of the exhaust gas (from) the heat engine, in one embodiment the entire exhaust gas, in the wing (into) and in the or is guided within the wing (s) or which is provided for this purpose, in particular is set up or used.
  • the aircraft has a first exhaust gas passage which is at least partially single-channel and / or at least partially multi-channel, through which or in which at least a part, preferably at least 10% by volume, in particular at least 50 volume% %, in one embodiment at least 75 volume% and in a further development at least 95 volume%, of the exhaust gas (from) a first heat engine of a first aircraft engine, which is arranged on a first wing, in one embodiment this entire exhaust gas, in this first wing and in this first wing is guided, and at least one, in one embodiment at least partially single-channel and / or at least partially multi-channel, further exhaust gas passage which or through or in the at least one part, preferably at least 10 Volume%, in particular at least 50 volume%, in one embodiment at least 75 volume% and in a further development little At least 95% by volume of the exhaust gas (from) a (further) heat engine of a further aircraft engine, which is arranged on the first or a further wing, in one embodiment this entire exhaust gas,
  • the exhaust gas can be used advantageously, in one embodiment, in that, in particular, thermal energy and / or water is withdrawn from it.
  • the operation, in particular the economy and / or environmental compatibility, of the aircraft can be improved.
  • one or more heat exchangers in particular at least one evaporator or
  • one or more condensers which in one embodiment (each) have at least one (the) heat exchanger and / or at least one (the) turbine (s) and / or condense water from exhaust gas from the heat engine or are provided for this purpose, in particular are set up or . be used;
  • One or more water separators in particular downstream after the or at least one of the condenser (s);
  • the exhaust passage downstream of the heat engine there is at least one evaporator, downstream of the evaporator at least one condenser, in particular at least one heat exchanger and / or, in particular downstream of this heat exchanger, at least one turbine, and downstream of the condenser a water separator arranged, wherein water from the water separator, in particular by means of a fluid passage described below, is fed to the evaporator and is at least partially evaporated and / or overheated in this by means of heat from the exhaust gas or the aircraft is set up for this.
  • Energy can be extracted from the exhaust gas particularly advantageously by heat exchangers or turbines, and water can be extracted particularly advantageously by condensers or water separators.
  • the operation, in particular the economy and / or environmental compatibility, of the aircraft can be (further) improved.
  • a condenser can have only one heat exchanger, in particular it can have a combination of heat exchanger and turbine in another embodiment, in particular its.
  • at least one heat exchanger in particular a heat exchanger, is arranged in the exhaust gas passage Condenser arranged in the exhaust gas passage, partially or completely in the aircraft engine, in one embodiment in an outer duct of a turbofan engine, and / or is, in particular, with air supplied by the aircraft engine, in one embodiment its fan (s) , ge is promoted, flows into, in particular flows through or is set up for this.
  • this heat exchanger can advantageously be integrated on the engine side in one embodiment.
  • the exhaust gas passage is at least partially arranged in a pylon which connects the (respective) aircraft engine with the (respective) wing.
  • the exhaust gas passage is at least partially arranged in a torsion box and / or a leading edge region of the (respective) wing.
  • a leading edge area extends over at most one third, in particular quarter, in one embodiment fifth, of the wing - the front in the direction of flight of the aircraft.
  • a section of the exhaust gas passage arranged in the leading edge region lies downstream behind a section of the exhaust gas passage arranged in the torsion box, or the exhaust gas in or through the exhaust gas passage is at least partially guided through the torsion box into the leading edge region, or the exhaust gas passage is provided for this purpose , in particular set up or is used for this purpose.
  • the (respective) exhaust gas passage is arranged in one embodiment at least partially in the fuselage of the aircraft, in one embodiment at least partially in front of a torsion box, in particular at least partially in front of a leading edge of the wing and / or at least partially laterally next to one Cargo space or hold of the aircraft.
  • the exhaust gas can advantageously be routed in one embodiment and / or one or more of the components arranged in the exhaust gas passage can be advantageously positioned, in particular in a space-saving (more) and / or aerodynamically or aerodynamically favorable manner.
  • one or more water reservoirs in particular tank (s); and or
  • one or more water pumps in particular at least one water pump upstream in front of and / or at least one water pump downstream after the or one of the water reservoirs and / or water treatment devices;
  • one or more heat exchangers in particular the or one or more of the heat exchangers (also) arranged in the or an exhaust gas passage downstream of the (respective) heat engine, in particular the or at least one of the evaporators; and or
  • the fluid passage carries liquid water and / or steam or is provided for this purpose, in particular set up and / or used for this purpose.
  • one or more outlets of the fluid passage are on, in particular in, the heat engine, in particular one or more outlets on, in particular in a combustion chamber and / or one or more outlets at, in particular in, one or more turbine stages of the gas turbine.
  • the water can be used advantageously in each case, in particular in combination, and / or one or more of the components arranged in the fluid passage can be advantageously positioned, in particular in a space-saving (more) and / or aerodynamically or aerodynamically favorable manner.
  • exhaust gas energy is used to generate steam and the steam is at least partially fed to the heat engine.
  • their thermal efficiency can be improved in one embodiment and / or pollutant emissions can be reduced.
  • the formation of contrails can be reduced, if necessary suppressed entirely.
  • exhaust gas from the heat engine exchanges in at least one of the heat exchangers, in particular condensate
  • tor heat exchanger heat with a cooling medium, in one version (fresh) air, in particular to cool the exhaust gas; and or
  • the heat exchangers in particular evaporators, heat with water and / or water vapor, in one embodiment water (steam) from the exhaust gas, in particular to cool the exhaust gas and / or to heat the water, in particular to evaporate and / or the water vapor too hot or overheating,
  • one or more heat exchangers are (each) completely or partially
  • wing in particular a torsion box
  • fuselage of the aircraft in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge, of the wing and / or laterally next to a cargo hold; or
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • At least one heat exchanger in particular at least one of the aforementioned heat exchangers, preferably at least one evaporator, at least partially in the (respective) aircraft engine and / or at least one heat exchanger, in particular at least one of the aforementioned heat exchangers, is preferably a capacitor, at least partially in the fuselage of the aircraft, in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge, of the wing and / or laterally next to a cargo hold.
  • one or more capacitors are (in each case) completely or partially in one embodiment
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • one or more water separators are (in each case) completely or partially in one embodiment
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • At least one separation channel of a water separator is arranged outside the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged laterally on the fuselage and / or above the wing.
  • one or more turbines in particular one or more of the aforementioned turbines, in particular steam turbines, are (in each case) wholly or partially
  • At least one turbine in particular a condenser, is arranged outside the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged laterally on the fuselage and / or above the wing.
  • one or more water pumps are (in each case) wholly or partially in one embodiment
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • one or more water treatment devices are (in each case) completely or partially
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • one or more water reservoirs are (in each case) completely or partially in one embodiment
  • wing in particular a torsion box
  • fuselage of the aircraft in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge of the wing and / or to the side of a cargo hold;
  • At least one water reservoir is arranged in the (respective) wing, in particular a torsion box. Additionally or alternatively, in one embodiment the exhaust gas passage is at least partially passed through at least one, in particular this, water reservoir or is arranged therein.
  • one or more conveying devices are wholly or partially for cooling a condenser, in particular one of the aforementioned condensers
  • wing in particular a torsion box
  • fuselage of the aircraft in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge of the wing and / or to the side of a cargo hold;
  • wing and fuselage outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a housing arranged on the side of the fuselage and / or above the wing,
  • At least one conveying device in particular a fan, is arranged for cooling a condenser for condensing water from exhaust gas of the (respective) heat engine outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a laterally on the fuselage and / or above the wing th housing, or in the fuselage, in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge, of the wing and / or laterally next to a cargo hold, in the fuselage of the aircraft.
  • a condenser for condensing water from exhaust gas of the (respective) heat engine outside of the wing and fuselage, in one embodiment in a laterally on the fuselage and / or above the wing th housing, or in the fuselage, in particular in front of a torsion box, in particular a leading edge, of the wing and / or laterally next to a cargo hold, in the fuselage of the aircraft.
  • At least one condenser in particular a heat exchanger, is used to condense water from exhaust gas from the (respective) heat engine by at least one fan driven by this heat engine, in particular a gas turbine, through which it flows or is set up for this purpose .
  • this capacitor can be partially or completely arranged or integrated in the aircraft drive, in one embodiment in an outer channel or secondary flow that flows from (we- at least) one fan of the gas turbine flows through or is set up for this and / or surrounds a core duct or core flow.
  • the evaporator downstream of this evaporator at least one condenser, in particular at least one heat exchanger and / or, in particular, downstream of this heat exchanger, at least a turbine, and at least one water separator arranged downstream of this capacitor.
  • this water separator there is at least one water treatment and / or at least one water storage device, upstream before and / or downstream after this water treatment or this water storage (each) at least one water pump and downstream of this water pump at least one evaporator , in particular (one) the evaporator in the (respective) exhaust gas passage, from which, in one embodiment via at least one steam turbine, steam is fed into the heat engine, in particular a combustion chamber and / or at least one turbine stage of the gas turbine.
  • the at least one conveying device in particular a fan, is used to cool a condenser, in particular condenser heat exchanger, arranged in the (respective) exhaust gas passage, with a turbine, in particular the condenser, or a steam downstream of an evaporator Turbine coupled so that the conveyor device is or can be driven by the (steam turbine.
  • a condenser in particular condenser heat exchanger
  • a turbine in particular the condenser
  • a steam downstream of an evaporator Turbine coupled so that the conveyor device is or can be driven by the (steam turbine.
  • At least one fan of a gas turbine of the aircraft engine can cool or for this purpose a condenser, in particular condenser heat exchanger, arranged in the (respective) exhaust gas passage be set up or used, wherein in a further development this condenser, in particular condenser heat exchanger, is arranged in the outer duct or secondary flow of the aircraft engine.
  • the conveying device can be driven by the exhaust gas.
  • one or more of the components arranged in the fluid passage can be advantageously positioned in one embodiment, in particular in combination of two or more of the aforementioned arrangements, in particular in a particularly space-saving (er) and / or aerodynamically or aerodynamically favorable (er ).
  • the exhaust gas passage in particular the condenser, in one embodiment its heat exchanger, at least partially in the fuselage, in one embodiment laterally ne ben the cargo hold and / or in front of the torsion box, in particular the front derkante, and / or
  • one or more of the components are positioned particularly advantageously, in particular in a space-saving (more) and / or aerodynamically or aerodynamically favorable (more).
  • an axis of rotation of the or at least one of the aforementioned conveying devices for cooling a condenser forms an angle with a longitudinal axis of the aircraft which is at most 30 °.
  • a flow through the conveying device can be improved and / or a flow resistance of the aircraft can be improved.
  • FIG. 1 is a flow diagram of a propulsion system of an aircraft according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a flow diagram of a propulsion system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a flow diagram of a propulsion system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a flow diagram of a propulsion system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 shows the aircraft of FIG. 1 in a side view
  • FIG. 6 shows the aircraft of FIG. 1 in a front view
  • FIG. 7 the aircraft of FIG. 1 in a side view
  • FIG. 8 shows the aircraft of FIG. 1 in a top view.
  • Fig. 1 shows in the form of a flow diagram the structure of a drive system of an aircraft in the form of an aircraft 3 according to an embodiment of the present invention.
  • the drive system has a turbofan aircraft drive with a thermal engine 1 in the form of a gas turbine 10 and a water recovery system 2.
  • the gas turbine 10 has a combustion chamber 15 and a plurality of turbine stages 16. Their exhaust gas is wholly or partially passed through an evaporator 12, in which the hot exhaust gas gives off heat with which the water is evaporated.
  • the generated steam is fed through outlets 41 working gas of the gas turbine 10 in the area of its combustion chamber 15 and / or one or more turbine stages 16.
  • a steam turbine 14 can be arranged between the gas turbine 10 and the evaporator 12.
  • the useful power of this steam turbine 14 can in particular be fed directly into a shaft of the gas turbine 10 or used to drive auxiliary units of the aircraft.
  • the moist working gas from the furnishedkraftmaschi ne 1 or gas turbine 10 in the wing 32 or to the water recovery system 2 passes ge.
  • Heat exchanger 22 and / or A / C turbine 24 thus form a condenser.
  • the water present in the working gas is then at least partially in the form of drops and is separated from the gaseous components of the working gas in a water separator (channel) 25, then with a condensate pump 26 through a fluid passage 40 to a water treatment device 27 and then into a water reservoir 28 pumped.
  • a feed water pump 13 pumps water from the water reservoir 28 through the fluid passage 40 into the evaporator 12.
  • heat is transferred from the working gas to ambient air. This is promoted by an A / C fan 23 and discharged downstream after the heat exchanger 22 in a cooling air nozzle 29 into the environment.
  • a / C fan 23 is driven by A / C turbine 24.
  • FIG. 2 shows, in the form of a flow diagram, the structure of a drive system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • Features that correspond to one another are identified by the same reference numerals, so that reference is made to the above description and differences are discussed below.
  • the A / C turbine 24 is omitted, so that the bosstau shear 22 forms the condenser.
  • the A / C fan 23 is driven by the steam turbine 14.
  • FIG. 6 a front view
  • FIGS. 5, 7 side views
  • FIG. 8 top view
  • the moist exhaust gas after the turbine stages 16 of the gas turbine 10 is not expanded directly in a core engine nozzle, but, as explained above with reference to FIGS. 1, 2, initially through the steam generator 12 (see FIG. 5 , 6) and then passed through the connection 21 to the heat exchanger 22 (see. Fig. 6-8).
  • a pylon 36 (cf. FIGS. 5, 6, 8), with which the flight drive is attached to the wing, into a wing 32 of the aircraft in multiple channels.
  • a torsion box 33 (see. Fig. 5, 8) in a front edge area 39 of the wing. There it flows towards the trunk. After the flow through it, it reaches the A / C turbine 24 (see. Fig. 6-8).
  • Fig. 6, 8 it can be seen that the space laterally next to a front loading or cargo space 34 with a loading space door 35 in front of the wing torsion box 33 is used to accommodate parts of the components of the water recovery system 2.
  • the heat exchanger 22 is advantageously housed there.
  • the A / C blower 23 and the A / C turbine 24 as well as the water separator (channel) 25 are arranged above it laterally next to the fuselage 31 in a housing 38.
  • the displacement cross-section of the aircraft 3 is only slightly enlarged, since the heat exchanger 22 is in the projection of the wing 32 and the front surface of the A / C fan 23 does not act as a displacement cross-section, as it is flowed through.
  • the other components such as the A / C turbine 24 and separating duct 25 are arranged downstream of the A / C fan 23 in a streamlined manner.
  • the components are partially integrated into a chassis cladding 37 in a streamlined manner.
  • the water reservoir 28 is provided (cf. FIGS. 5, 6, 8).
  • the drive system that has been explained above with reference to FIG. 2 can also be provided on or in the aircraft 3 in an analogous manner.
  • the A C turbine 24 is omitted, the A / C fan 23 is driven by the steam turbine 14, and the exhaust gas flows from the heat exchanger 22 directly into the separation duct 25.
  • FIG. 3 shows, in the form of a flow diagram, the structure of a drive system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • Corresponding features are identified by the same reference numerals, see above that reference is made to the above description and differences are discussed below.
  • the (heat exchanger of the) condenser (s) 22 is supplied with air, which is required by a fan 11 of the gas turbine 10, in particular through which it flows, and for this purpose is in the outer duct or bypass of the turbofan -Aircraft propulsion arranged.
  • the fan 23 and the cooling air nozzle 29 of the embodiment of FIG. 1 and, if applicable, the optional supply of cooling air to the water separator 25 can be omitted.
  • FIG. 4 shows, in the form of a flow diagram, the structure of a drive system of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • Corresponding features are identified by the same reference symbols, so that reference is made to the preceding description and differences are discussed below.
  • the (heat exchanger of the) condenser (s) 22 is just if air, which is required by a fan 11 of the gas turbine 10, flows through, in particular and is for this purpose in the outer channel or bypass of the Turbofan aircraft propulsion arranged.
  • the fan 23 and the cooling air nozzle 29 of the embodiment of FIG. 1 and optionally the optional feeding of cooling air into the water separator can be omitted.

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (3) mit wenigstens einem Flügel (32), an dem wenigstens ein Flugantrieb ungeordnet ist, der wenigstens eine Wärmekraftmaschine (I), insbesondere Gasturbine (10), aufweist, sowie einer Abgaspassage (21) zur Führung von Abgas der Wärmekraftmaschine in den und in dem Flügel.

Description

LUFTFAHRZEUG MIT WÄRMEKRAFTMASCHINE UND EINRICHTUNG ZUR NUTZUNG DES ABGASES
DER WÄRMEKRAFTMASCHINE
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit wenigstens einem Flügel, an dem wenigstens ein Flugantrieb angeordnet ist, der wenigstens eine Wärmekraftma schine, insbesondere Gasturbine, aufweist. Eine Aufgabe einer Ausführung der vorliegenden Erfindung ist es, den Betrieb, ins besondere die Wirtschaftlichkeit und/oder Umweltverträglichkeit, von Luftfahrzeugen zu verbessern.
Diese Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 ge löst. Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sind Gegenstand der Unteran- Sprüche.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung weist ein Luftfahrzeug, insbe sondere ein Flugzeug, in einer Ausführung ein Passagier- oder Frachtflugzeug, we nigstens einen, vorzugsweise wenigstens, insbesondere genau, zwei Flügel, insbe sondere Tragflügel bzw. -fläche(n) auf, an, in einer Ausführung unter, dem/denen (jeweils) wenigstens ein Flugantrieb angeordnet ist, der wenigstens eine Wärme kraftmaschine, in einer Ausführung eine Gasturbine, aufweist. Der Flugantrieb ist in einer Ausführung ein Turbinen-Strahltriebwerk, insbesondere ein Turbofan- oder T urboprop-Triebwerk. ln einer Ausführung wird die Wärmekraftmaschine in wenigstens einem Betriebs- punkt, insbesondere in einem Normalbetrieb, mit einem Arbeitsgas betrieben, das einen Wasseranteil von wenigstens 15 Massen-%, insbesondere wenigstens
25 Massen-%, und/oder höchstens 50 Massen-%, insbesondere höchstens 35 Mas sen-% aufweist, bzw. ist hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet, bzw. wird hierzu verwendet.
Bestätigungskopie In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug einen Rumpf auf, an dem der bzw. die Flügel, in einer Ausführung seitlich bzw. auf einander gegenüberliegenden Seiten, angeordnet sind bzw. weist eine sogenannte Rumpf/Flügel-Konfiguration auf.
Bei solchen Luftfahrzeugen bzw. Wärmekraftmaschinen kann die vorliegende Erfindung, insbesondere aufgrund ihrer Aero- bzw. Thermodynamik, mit besonderem Vorteil eingesetzt werden.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung weist das Luftfahrzeug eine, in einer Ausführung wenigstens abschnittsweise einkanalige und/oder wenigstens ab schnittsweise mehrkanalige, Abgaspassage auf, die bzw. durch die bzw. in der we nigstens ein Teil, vorzugsweise wenigstens 10 Volumen-%, insbesondere wenigstens 50 Volumen-%, in einer Ausführung wenigstens 75 Volumen-% und in einer Wei terbildung wenigstens 95 Volumen-%, des Abgases (von) der Wärmekraftmaschine, in einer Ausführung das gesamte Abgas, in den Flügel (hinein) und in dem bzw. in nerhalb des Flügel(s) geführt wird bzw. die hierzu vorgesehen, insbesondere einge richtet ist bzw. verwendet wird.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug eine, in einer Ausführung wenigstens abschnittsweise einkanalige und/oder wenigstens abschnittsweise mehrkanalige, erste Abgaspassage auf, die bzw. durch die bzw. in der wenigstens ein Teil, vorzugsweise wenigstens 10 Volumen-%, insbesondere wenigstens 50 Volumen-%, in einer Aus führung wenigstens 75 Volumen-% und in einer Weiterbildung wenigstens 95 Vo lumen-%, des Abgases (von) einer ersten Wärmekraftmaschine eines ersten Flugantriebs, der an einem ersten Flügel angeordnet ist, in einer Ausführung dieses gesamte Abgas, in diesen ersten Flügel und in diesem ersten Flügel geführt wird, und wenigs tens eine, in einer Ausführung wenigstens abschnittsweise einkanalige und/oder we nigstens abschnittsweise mehrkanalige, weitere Abgaspassage auf, die bzw. durch die bzw. in der wenigstens ein Teil, vorzugsweise wenigstens 10 Volumen-%, insbe sondere wenigstens 50 Volumen-%, in einer Ausführung wenigstens 75 Volumen-% und in einer Weiterbildung wenigstens 95 Volumen-%, des Abgases (von) einer (weiteren) Wärmekraftmaschine eines weiteren Flugantriebs, der an dem ersten oder einem weiteren Flügel angeordnet ist, in einer Ausführung dieses gesamte Abgas, in diesen (ersten bzw. weiteren) Flügel und in diesem (ersten bzw. weiteren) Flügel ge führt wird, bzw. die hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet sind bzw. verwendet werden.
Hierdurch kann das Abgas vorteilhaft genutzt werden, in einer Ausführung, indem ihm, insbesondere thermische, Energie und/oder Wasser entzogen wird. Dadurch kann der Betrieb, insbesondere die Wirtschaftlichkeit und/oder Umweltverträglich keit, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
Insbesondere hierzu ist/sind in einer Ausführung in der bzw. einer oder mehrerer der Abgaspassage(n jeweils) stromabwärts nach der Wärmekraftmaschine
ein oder mehrere Wärmetauscher, insbesondere wenigstens ein Verdampfer bzw.
Dampferzeuger; und/oder
eine oder mehrere Turbinen; und/oder
ein oder mehrere Kondensatoren, die in einer Ausführung (jeweils) wenigstens einen (der) Wärmetauscher und/oder wenigstens eine (der) Turbine(n) aufweisen und/oder Wasser aus Abgas von der Wärmekraftmaschine kondensieren bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet sind bzw. verwendet werden;
und/oder
- ein oder mehrere Wasserabscheider, insbesondere stromabwärts nach dem bzw. wenigstens einem der Kondensator(en);
angeordnet.
In einer bevorzugten Ausführung ist in der Abgaspassage stromabwärts nach der Wärmekraftmaschine wenigstens ein Verdampfer, stromabwärts nach dem Verdamp fer wenigstens ein Kondensator, insbesondere wenigstens ein Wärmetauscher und/oder, insbesondere stromabwärts nach diesem Wärmetauscher, wenigstens eine Turbine, und stromabwärts nach dem Kondensator ein Wasserabscheider angeordnet, wobei Wasser aus dem Wasserabscheider, insbesondere mittels einer nachfolgend beschriebenen Fluidpassage, dem Verdampfer zugeführt und in diesem mittels Wär me von dem Abgas wenigstens teilweise verdampft und/oder überhitzt wird bzw. ist das Flugzeug hierzu eingerichtet. Durch Wärmetauscher bzw. Turbinen kann dem Abgas besonders vorteilhaft Energie entzogen werden, durch Kondensatoren bzw. Wasserabscheider besonders vorteilhaft Wasser. Dadurch kann der Betrieb, insbesondere die Wirtschaftlichkeit und/oder Umweltverträglichkeit, des Luftfahrzeugs (weiter) verbessert werden.
Wie vorstehend erläutert kann ein Kondensator in einer Ausführung nur ein(en) Wärmetauscher aufweisen, insbesondere sein, in einer anderen Ausführung eine Kombination aus Wärmetauscher und Turbine aufweisen, insbesondere sein ln einer Ausführung ist wenigstens ein in der Abgaspassage angeordneter Wärmetauscher, insbesondere ein Wärmetauscher eines in der Abgaspassage angeordneten Kondensa tors, teilweise oder vollständig in dem Flugantrieb, in einer Ausführung in einem Außenkanal eines Turbofan-Triebwerks, angeordnet und/oder wird, insbesondere dadurch, mit Luft, die von dem Flugantrieb, in einer Ausführung dessen Fan(s), ge fördert wird, an-, insbesondere durchströmt bzw. ist hierzu eingerichtet. Hierdurch kann dieser Wärmetauscher in einer Ausführung vorteilhaft triebwerkseitig integriert werden.
In einer Ausführung ist die Abgaspassage wenigstens teilweise in einem Pylon angeordnet, der den (jeweiligen) Flugantrieb mit dem (jeweiligen) Flügel verbindet.
Zusätzlich oder alternativ ist die Abgaspassage in einer Ausführung wenigstens teil weise in einem Torsionskasten und/oder einem Vorderkantenbereich des (jeweiligen) Flügels angeordnet. Dabei erstreckt sich ein Vorderkantenbereich in einer Ausfüh rung über höchstens ein - in Flugrichtung des Luftfahrzeugs vorderes - Drittel, insbesondere Viertel, in einer Ausführung Fünftel, des Flügels. In einer Ausführung liegt ein im Vorderkantenbereich angeordneter Abschnitt der Abgaspassage strom abwärts hinter einem im Torsionskasten angeordneten Abschnitt der Abgaspassage bzw. wird das Abgas in der bzw. durch die Abgaspassage wenigstens teilweise durch den Torsionskasten hindurch in den Vorderkantenbereich geführt bzw. ist die Abgaspassage hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet bzw. wird hierzu verwen det. Zusätzlich oder alternativ ist die (jeweilige) Abgaspassage in einer Ausführung we nigstens teilweise im Rumpf des Luftfahrzeugs angeordnet, in einer Ausführung wenigstens teilweise vor einem bzw. dem Torsionskasten, insbesondere wenigstens teilweise vor einer Vorderkante, des Flügels und/oder wenigstens teilweise seitlich neben einem Fracht- bzw. Laderaum des Luftfahrzeugs.
Hierdurch kann das Abgas in einer Ausführung vorteilhaft geführt und/oder eine oder mehrere der in der in der Abgaspassage angeordneten Komponenten vorteilhaft posi tioniert werden, insbesondere platzsparend(er) und/oder strömungstechnisch bzw. aerodynamisch günstig(er). ln einer Ausführung sind in einer bzw. der, in einer Ausführung wenigstens abschnittsweise einkanaligen und/oder wenigstens abschnittsweise mehrkanaligen, Flu idpassage stromabwärts nach dem bzw. einem der Kondensatoren und/oder Wasser abscheider (jeweils)
ein oder mehrere Wasserspeicher, insbesondere Tank(s); und/oder
eine oder mehrere Wasseraufbereitung(svorrichtung)en; und/oder
eine oder mehrere Wasserpumpen, insbesondere wenigstens eine Wasserpumpe stromaufwärts vor und/oder wenigstens eine Wasserpumpe stromabwärts nach dem bzw. einem der Wasserspeicher und/oder Wasseraufberei- tung(svorrichtung)en; und/oder
ein oder mehrere Wärmetauscher, insbesondere der bzw. einer oder mehrere der (auch) in der bzw. einer Abgaspassage stromabwärts nach der (jeweiligen) Wärmekraftmaschine angeordneten Wärmetauscher, insbesondere also der bzw. we nigstens einer der Verdampfer; und/oder
eine oder mehrere Dampfturbinen
angeordnet. Entsprechend führt die Fluidpassage in einer Ausführung flüssiges Wasser und/oder Dampf bzw. ist hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet und/oder wird hierzu verwendet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung ein oder mehrere Ausgänge der Fluidpassage, insbesondere stromabwärts nach dem Verdampfer, an, insbesondere in, der Wärmekraftmaschine, insbesondere ein oder mehrere Ausgänge an, insbesondere in, einer Brennkammer und/oder ein oder mehrere Ausgänge an, insbesondere in, einer oder mehreren Turbinenstufen der Gasturbine, angeordnet.
Hierdurch kann in einer Ausführung das Wasser jeweils, insbesondere in Kombinati on, vorteilhaft genutzt und/oder eine oder mehrere der in der Fluidpassage angeord neten Komponenten vorteilhaft positioniert werden, insbesondere platzsparend(er) und/oder strömungstechnisch bzw. aerodynamisch günstig(er).
Somit wird in einer Ausführung Abgasenergie zur Dampferzeugung genutzt und der Dampf wenigstens teilweise der Wärmekraftmaschine zugeführt. Dadurch kann in einer Ausführung deren thermischer Wirkungsgrad verbessert und/oder eine Schadstoffemissionen verringert werden. Zusätzlich oder alternativ kann hierdurch in einer Ausführung die Bildung von Kondensstreifen verringert, gegebenenfalls ganz unter drückt werden.
Entsprechend tauscht in einer Ausführung Abgas von der Wärmekraftmaschine in wenigstens einem der Wärmetauscher, insbesondere Kondensa
tor- Wännetauscher, Wärme mit einem Kühlmedium, in einer Ausführung (Frisch) Luft, insbesondere, um das Abgas abzukühlen; und/oder
in wenigstens einem der Wärmetauscher, insbesondere Verdampfer, Wärme mit Wasser und/oder Wasserdampf, in einer Ausführung Wasser(dampf) aus dem Abgas, insbesondere, um das Abgas abzukühlen und/oder das Wasser zu erwärmen, insbesondere zu verdampfen und/oder den Wasserdampf zu er- bzw. über hitzen,
bzw. ist das Luftfahrzeug bzw. seine entsprechenden Komponenten hierzu vorgese hen, insbesondere eingerichtet bzw. werden hierzu verwendet.
In einer Ausführung sind ein oder mehrere Wärmetauscher, insbesondere ein oder mehrere der vorgenannten Wärmetauscher, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Tors ions kästen; im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbesondere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
In einer bevorzugten Ausführung ist wenigstens ein Wärmetauscher, insbesondere wenigstens einer der vorgenannten Wärmetauscher, vorzugsweise wenigstens ein(er der) Verdampfer, wenigstens teilweise in dem (jeweiligen) Flugantrieb und/oder we nigstens ein Wärmetauscher, insbesondere wenigstens einer der vorgenannten Wär metauscher, vorzugsweise eines Kondensators, wenigstens teilweise im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbesondere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum, angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung ein oder mehrere Kondensatoren, insbesondere ein oder mehrere der vorgenannten Kondensatoren, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten;
im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbeson dere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung ein oder mehrere Wasserabscheider, insbesondere ein oder mehrere der vorgenannten Wasserabscheider, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon; in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten;
im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbesondere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
In einer bevorzugten Ausführung ist wenigstens ein Abscheidekanal eines Wasserabscheiders außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse, angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung eine oder mehrere Turbinen, ins besondere eine oder mehrere der vorgenannten Turbinen, insbesondere Dampfturbi nen (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten;
im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbeson dere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
- außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am
Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
In einer bevorzugten Ausführung ist wenigstens eine Turbine, insbesondere eines Kondensators, außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seit lich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse, angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung eine oder mehrere Wasserpum pen, insbesondere eine oder mehrere der vorgenannten Wasserpumpen, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb; in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten;
im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbesondere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung eine oder mehrere Wasseraufbe- reitung(svorrichtung)en, insbesondere eine oder mehrere der vorgenannten Wasser- aufbereitung(svorrichtung)en, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten;
im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbeson dere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung ein oder mehrere Wasserspeicher, insbesondere ein oder mehrere der vorgenannten Wasserspeicher, (jeweils) ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten; und/oder im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbeson dere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse, angeordnet. ln einer bevorzugten Ausführung ist wenigstens ein Wasserspeicher in dem (jeweili gen) Flügel, insbesondere Torsionskasten, angeordnet. Zusätzlich oder alternativ ist in einer Ausführung die Abgaspassage wenigstens teilweise durch wenigstens einen, insbesondere diesen, Wasserspeicher geführt bzw. in diesem angeordnet.
Zusätzlich oder alternativ sind in einer Ausführung ein oder mehrere Fördereinrich tungen, insbesondere Gebläse und/oder Fans, zum Kühlen eines Kondensators, ins besondere eines der vorgenannten Kondensatoren, ganz oder teilweise
in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
in dem (jeweiligen) Pylon;
in dem (jeweiligen) Flügel, insbesondere einem Torsionskasten; und/oder im Rumpf des Luftfahrzeugs, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbeson dere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum; oder
außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse,
angeordnet.
In einer bevorzugten Ausführung ist wenigstens eine Fördereinrichtung, insbesonde re ein Gebläse, zum Kühlen eines Kondensators zum Kondensieren von Wasser aus Abgas der (jeweiligen) Wärmekraftmaschine außerhalb von Flügel und Rumpf, in einer Ausführung in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordne ten Gehäuse, oder im Rumpf, insbesondere vor einem Torsionskasten, insbesondere einer Vorderkante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum, im Rumpf des Luftfahrzeugs angeordnet. Wie bereits erläutert, wird in einer Ausführung we nigstens ein Kondensator, insbesondere Wärmetauscher, zum Kondensieren von Wasser aus Abgas der (jeweiligen) Wärmekraftmaschine durch wenigstens einen von dieser Wärmekraftmaschine, insbesondere Gasturbine, angetriebenen Fan an-, insbe sondere durchströmt bzw. ist hierzu eingerichtet. Insbesondere hierzu kann dieser Kondensator teilweise oder vollständig in dem Flugantrieb angeordnet bzw. inte griert sein, in einer Ausführung in einen Außenkanal bzw. Nebenstrom, der von (we- nigstens) einem Fan der Gasturbine durchströmt wird bzw. hierzu eingerichtet ist und/oder einen Kernkanal bzw. -ström umgibt.
In einer Ausführung ist in der bzw. wenigstens einer der Abgaspassage(n jeweils) stromabwärts nach der (jeweiligen) Wärmekraftmaschine wenigstens ein Verdampfer, stromabwärts nach diesem Verdampfer wenigstens ein Kondensator, insbesondere wenigstens ein Wärmetauscher und/oder, insbesondere stromabwärts nach diesem Wärmetauscher, wenigstens eine Turbine, und stromabwärts nach diesem Kondensa tor wenigstens ein Wasserabscheider angeordnet.
In einer Ausführung ist in der Fluidpassage stromabwärts nach diesem Wasserab scheider wenigstens eine Wasseraufbereitung und/oder wenigstens ein Wasserspei cher, stromaufwärts vor und/oder stromabwärts nach dieser Wasseraufbereitung bzw. diesem Wasserspeicher (jeweils) wenigstens eine Wasserpumpe und stromabwärts nach dieser Wasserpumpe wenigstens ein Verdampfer, insbesondere (einer) der Verdampfer in der (jeweiligen) Abgaspassage, angeordnet, aus dem, in einer Ausführung über wenigstens eine Dampfturbine, Dampf in die Wärmekraftmaschine, insbesonde re eine Brennkammer und/oder wenigstens eine Turbinenstufe der Gasturbine, ge führt wird.
In einer Ausführung ist (die) wenigstens eine Fördereinrichtung, insbesondere ein bzw. das Gebläse, zum Kühlen eines in der (jeweiligen) Abgaspassage angeordneten Kondensators, insbesondere Kondensator-Wärmetauschers, mit einer Turbine, insbe sondere des Kondensators, oder einer einem Verdampfer nachgeschalteten Dampf turbine gekoppelt, so dass die Fördereinrichtung durch die (DampfjTurbine angetrie ben wird bzw. werden kann. Gleichermaßen kann in einer Ausführung wenigstens ein Fan einer Gasturbine des Flugantriebs einen in der (jeweiligen) Abgaspassage angeordneten Kondensator, insbesondere Kondensator-Wärmetauscher, kühlen bzw. hierzu eingerichtet sein bzw. verwendet werden, wobei in einer Weiterbildung dieser Kondensator, insbesondere Kondensator-Wärmetauscher, in dem Außenkanal bzw. Nebenstrom des Flugantriebs angeordnet ist. Allgemein, insbesondere dadurch, kann in einer Ausführung die Fördereinrichtung durch das Abgas angetrieben wird bzw. werden. Hierdurch können in einer Ausführung jeweils, insbesondere in Kombination von zwei oder mehr der vorstehend genannten Anordnungen, eine oder mehrere der in der Fluidpassage angeordneten Komponenten vorteilhaft positioniert werden, insbe sondere platzsparend(er) und/oder strömungstechnisch bzw. aerodynamisch güns- tig(er).
Insbesondere kann vorteilhaft durch eine Anordnung
- des bzw. wenigstens eines der Verdampfer(s) in dem (jeweiligen) Flugantrieb;
- eines, in einer Ausführung mehrkanaligen, Abschnitts der Abgaspassage in dem (jeweiligen) Pylon;
- der Abgaspassage wenigstens teilweise
- im Torisonskasten und/oder
- dem, in einer Ausführung im Flügel, insbesondere Torisonskasten, angeord neten, Wasserspeicher, und/oder,
- in einer Ausführung stromabwärts hiervon, in dem Vorderkantenbereich,
- der Abgaspassage, insbesondere des Kondensators, in einer Ausführung dessen Wärmetauscher, wenigstens teilweise im Rumpf, in einer Ausführung seitlich ne ben dem Frachtraum und/oder vor dem Torsionskasten, insbesondere der Vor derkante, und/oder
- der Fördereinrichtung und/oder des Wasserabscheiders in einem seitlich am
Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Gehäuse
jeweils, insbesondere in Kombination von zwei oder mehr der vorstehend genannten Anordnungen, eine oder mehrere der Komponenten besonders vorteilhaft positioniert werden, insbesondere platzsparend(er) und/oder strömungstechnisch bzw. aerodynamisch günstig(er).
In einer Ausführung schließt eine Rotationsachse der bzw. wenigstens einer der vor genannten Fördereinrichtungen zum Kühlen eines Kondensators mit einer Längsach se des Luftfahrzeugs einen Winkel ein, der höchstens 30° beträgt.
Hierdurch kann in einer Ausführung eine Durchströmung der Fördereinrichtung ver bessert und/oder ein Strömungswiderstand des Luftfahrzeugs verbessert werden. Weitere vorteilhafte Weiterbildungen der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführun gen. Hierzu zeigt, teilweise schematisiert:
Fig. 1 ein Strömungsdiagramm eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ein Strömungsdiagramm eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung;
Fig. 3 ein Strömungsdiagramm eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung;
Fig. 4 ein Strömungsdiagramm eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung;
Fig. 5 das Luftfahrzeug der Fig. 1 in einer Seitansicht;
Fig. 6 das Luftfahrzeug der Fig. 1 in einer Frontansicht;
Fig. 7 das Luftfahrzeug der Fig. 1 in einer Seitansicht; und
Fig. 8 das Luftfahrzeug der Fig. 1 in einer Draufsicht.
Fig. 1 zeigt in Form eines Strömungsdiagramms den Aufbau eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs in Form eines Flugzeugs 3 nach einer Ausführung der vorliegen den Erfindung.
Das Antriebssystem weist einen Turbofan-Flugantrieb mit einer Wärmekraftmaschi ne 1 in Form einer Gasturbine 10 sowie ein Wasserrückgewinnsystem 2 auf.
Die Gasturbine 10 weist eine Brennkammer 15 und mehrere Turbinenstufen 16 auf. Deren Abgas wird ganz oder teilweise durch einen Verdampfer 12 geleitet, in dem das heiße Abgas Wärme abgibt, mit der Wasser verdampft wird.
Der erzeugte Dampf wird durch Ausgänge 41 Arbeitsgas der Gasturbine 10 im Be reich ihrer Brennkammer 15 und/oder einer oder mehrerer Turbinenstufen 16 zuge- führt.
Optional kann eine Dampfturbine 14 zwischen der Gasturbine 10 und dem Verdamp fer 12 angeordnet sein. Die Nutzleistung dieser Dampfturbine 14 kann insbesondere direkt in eine Welle der Gasturbine 10 eingespeist oder zum Antrieb von Nebenag gregaten des Luftfahrzeugs genutzt werden. Über eine Verbindung 21 wird das feuchte Arbeitsgas von der Wärmekraftmaschi ne 1 bzw. Gasturbine 10 in den Flügel 32 bzw. zum Wasserrückgewinnsystem 2 ge leitet.
Hier durchströmt es zunächst einen Wärmetauscher 22, wo es soweit abgekühlt wird, dass seine Temperatur bei der anschließenden Expansion in einer A/C-Turbine 24 unter die Taupunkttemperatur fällt. Wärmetauscher 22 und/oder A/C-Turbine 24 bil den damit einen Kondensator.
Das im Arbeitsgas vorhandene Wasser liegt dann wenigstens teilweise in Tropfen form vor und wird in einem Wasserabscheider(kanal) 25 von den gasförmigen Be standteilen des Arbeitsgases getrennt, dann mit einer Kondensatpumpe 26 durch eine Fluidpassage 40 zu einer Wasseraufbereitungsvorrichtung 27 und anschließend in einen Wasserspeicher 28 gepumpt.
Aus dem Wasserspeicher 28 pumpt eine Speisewasserpumpe 13 Wasser durch die Fluidpassage 40 in den Verdampfer 12.
Im Wärmetauscher 22 wird Wärme vom Arbeitsgas auf Umgebungsluft übertragen. Diese wird von einem A/C-Gebläse 23 gefördert und stromabwärts nach dem Wär metauscher 22 in einer Kühlluftdüse 29 in die Umgebung entlassen. Das
A/C-Gebläse 23 wird durch die A/C-Turbine 24 angetrieben.
Fig. 2 zeigt in Form eines Strömungsdiagramms den Aufbau eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung. Einander entsprechende Merkmale sind durch dieselben Bezugszeichen identifiziert, so dass auf die vorstehende Beschreibung Bezug genommen und nachfolgend auf Un terschiede eingegangen wird.
Gh der Ausführung der Fig. 2 entfällt die A/C-Turbine 24, so dass der Wärmetau scher 22 den Kondensator bildet. Das A/C-Gebläse 23 wird durch die Dampfturbine 14 angetrieben.
Fig. 5-8 zeigen jeweils teilweise in einer Frontansicht (Fig. 6), Seitansichten (Fig. 5, 7) bzw. Draufsicht (Fig. 8) das Luftfahrzeug mit dem Antriebssystem, das vorstehend mit Bezug auf Fig. 1 erläutert worden ist.
Anders als bei einem konventionellen Triebwerk wird hier das feuchte Abgas nach den Turbinenstufen 16 der Gasturbine 10 nicht direkt in einer Kerntriebwerksdüse entspannt, sondern, wie vorstehend mit Bezug auf Fig. 1 , 2 erläutert, zunächst durch den Dampferzeuger 12 (vgl. Fig. 5, 6) und dann über die Verbindung 21 zum Wär metauscher 22 (vgl. Fig. 6-8) geleitet.
Hierzu wird es mehrkanalig durch einen Pylon 36 (vgl. Fig. 5, 6, 8), mit dem der Flugantrieb an dem Flügel befestigt ist, in einen Flügel 32 des Luftfahrzeugs geleitet. Im Flügel 32 wird es durch einen Torsionskasten 33 (vgl. Fig. 5, 8) in einen Vorder kantenbereich 39 des Flügels geleitet. Dort strömt es in Richtung Rumpf. Nach des sen Durchströmung gelangt es zur A/C-Turbine 24 (vgl. Fig. 6-8).
Dabei wird seine Temperatur soweit abgesenkt, dass der Taupunkt unterschritten wird und dadurch im Abgas vorhandenes Wasser, zumindest teilweise, in flüssiger Form vorliegt. Stromabwärts nach der A/C-Turbine 24 ist der Wasserabschei- der(kanal) 25 angeordnet. Dort sind Einrichtungen zur Trennung der flüssigen und gasförmigen Bestandteile vorgesehen.
Insbesondere in Fig. 6, 8 ist zu erkennen, dass der Raum seitlich neben einem vorde ren Lade- bzw. Frachtraum 34 mit einer Laderaumtür 35 vor dem Flügeltorsionskas ten 33 für die Unterbringung von Teilen der Komponenten des Wasserrückgewinn systems 2 genutzt wird. Im Ausführungsbeispiel ist dort vorteilhaft der Wärmetau scher 22 untergebracht. Das A/C-Gebläse 23 und die A/C-Turbine 24 sowie der Wasserabscheider(kanal) 25 sind darüber seitlich neben dem Rumpf 31 in einem Ge häuse 38 angeordnet.
Durch diese Anordnung wird der Verdrängungsquerschnitt des Flugzeuges 3 nur ge ringfügig vergrößert, da der Wärmetauscher 22 in der Projektion des Flügels 32 liegt und die Frontfläche des A/C-Gebläses 23 nicht als Verdrängungsquerschnitt wirkt, da sie durchströmt wird. Die anderen Komponenten wie A/C-Turbine 24 und Ab scheidekanal 25 sind strömungsgünstig hinter dem A/C-Gebläse 23 angeordnet. Die Komponenten sind strömungsgünstig teilweise in eine Fahrwerksverkleidung 37 integriert.
Im Bereich der Abgasdurchfuhrung durch den Flügeltorsionskasten 33 ist der Wasservorratsspeicher 28 vorgesehen (vgl. Fig. 5, 6, 8).
Anstelle des Antriebssystems, das vorstehend mit Bezug auf Fig. 1 erläutert worden ist, kann in analoger Weise auch das Antriebssystems, das vorstehend mit Bezug auf Fig. 2 erläutert worden ist, an bzw. in dem Flugzeug 3 vorgesehen sein.
Dabei entfällt, wie vorstehend mit Bezug auf Fig. 2 erläutert, die A C-Turbine 24, das A/C-Gebläse 23 wird von der Dampfturbine 14 angetrieben, und das Abgas strömt vom Wärmetauscher 22 direkt in den Abscheidekanal 25.
Fig. 3 zeigt in Form eines Strömungsdiagramms den Aufbau eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung. Ei nander entsprechende Merkmale sind durch dieselben Bezugszeichen identifiziert, so dass auf die vorstehende Beschreibung Bezug genommen und nachfolgend auf Un terschiede eingegangen wird.
In der Ausführung der Fig. 3 wird der (Wärmetauscher des) Kondensator(s) 22 mit Luft, die von einem Fan 1 1 der Gasturbine 10 gefordert wird, an-, insbesondere durchströmt und ist hierzu im Außenkanal bzw. Nebenstrom des Turbof- an-Flugantriebs angeordnet. Somit können insbesondere das Gebläse 23 und die Kühlluftdüse 29 der Ausführung der Fig. 1 sowie gegebenenfalls die optionale Ein speisung von Kühlluft in der Wasserabscheider 25 entfallen.
Fig. 4 zeigt in Form eines Strömungsdiagramms den Aufbau eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung. Ei nander entsprechende Merkmale sind durch dieselben Bezugszeichen identifiziert, so dass auf die vorstehende Beschreibung Bezug genommen und nachfolgend auf Un terschiede eingegangen wird.
In der Ausführung der Fig. 4 wird der (Wärmetauscher des) Kondensator(s) 22 eben falls mit Luft, die von einem Fan 1 1 der Gasturbine 10 gefordert wird, an-, insbeson dere durchströmt und ist hierzu im Außenkanal bzw. Nebenstrom des Turbof- an-Flugantriebs angeordnet. Somit können insbesondere das Gebläse 23 und die Kühlluftdüse 29 der Ausführung der Fig. 1 sowie gegebenenfalls die optionale Ein speisung von Kühlluft in der Wasserabscheider entfallen.
Die vorstehend mit Bezug auf Fig. 2 - 4 erläuterten Antriebssysteme können anstelle des mit Bezug auf Fig. 1 erläuterten Antriebssystems im Luftfahrzeug verwendet werden, das mit Bezug auf Fig. 5-8 erläutert worden ist.
Obwohl in der vorhergehenden Beschreibung exemplarische Ausführungen erläutert wurden, sei darauf hingewiesen, dass eine Vielzahl von Abwandlungen möglich ist. Außerdem sei darauf hingewiesen, dass es sich bei den exemplarischen Ausführun gen lediglich um Beispiele handelt, die den Schutzbereich, die Anwendungen und den Aufbau in keiner Weise einschränken sollen. Vielmehr wird dem Fachmann durch die vorausgehende Beschreibung ein Leitfaden für die Umsetzung von mindes- tens einer exemplarischen Ausführung gegeben, wobei diverse Änderungen, insbe sondere in Hinblick auf die Funktion und Anordnung der beschriebenen Bestandteile, vorgenommen werden können, ohne den Schutzbereich zu verlassen, wie er sich aus den Ansprüchen und diesen äquivalenten Merkmalskombinationen ergibt.
Bezugszeichenliste
1 Wärmekraftmaschine mit Abgasregeneration
10 Gasturbine
11 Fan
12 W ärmetauscher (Dampferzeuger)
13 (Speise)Wasserpumpe
14 Dampfturbine
15 Brennkammer
16 Turbine(nstufe)
2 Wasserrückgewinnsystem
21 Verbindung
22 Wärmetauscher
23 A/C-Gebläse (Verdichter)
24 A/C-Turbine
25 Wasserabscheider(kanal)
26 (Kondensat)Pumpe
27 Wasseraufbereitungsvorrichtung
28 Wasserspeicher
29 Kühlluftdüse
3 Flugzeug (Luftfahrzeug)
31 Rumpf
32 Flügel
33 Flügeltorsionskasten
34 vorderer Lade-/Frachtraum
35 Laderaumtür
36 Pylon
37 Fahrwerksverkleidung
38 Gehäuse
39 Vorderkantenbereich 40 Fluidpassage
41 Ausgang

Claims

Patentansprüche
1. Luftfahrzeug (3) mit wenigstens einem Flügel (32), an dem wenigstens ein Flugantrieb angeordnet ist, der wenigstens eine Wärmekraftmaschine (1), insbeson dere Gasturbine (10), aufweist, sowie einer Abgaspassage (21 ) zur Führung von Abgas der Wärmekraftmaschine in den und in dem Flügel.
2. Luftfahrzeug nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die Abgaspassage wenigstens teilweise
in einem Pylon (36), der den Flugantrieb mit dem Flügel verbindet, und/oder
- einem Torsionskasten (33) und/oder einem Vorderkantenbereich (39) des Flügels und/oder,
insbesondere vor einem Torsionskasten (33), insbesondere einer Vorder kante, des Flügels und/oder seitlich neben einem Frachtraum (34), in ei nem Rumpf (31) des Luftfahrzeugs
angeordnet ist.
3. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, dass in der Abgaspassage stromabwärts nach der Wärmekraftmaschine
- wenigstens ein Wärmetauscher, insbesondere Verdampfer ( 12),
- wenigstens ein Kondensator (22, 24),
- wenigstens ein Wasserabscheider (25) und/oder
wenigstens eine Turbine (24)
angeordnet ist.
4. Luftfahrzeug nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass in einer Fluidpassage (40) stromabwärts nach dem Kondensator und/oder Wasserabscheider
- wenigstens eine Wasserpumpe (13, 26),
- wenigstens eine Wasseraufbereitung (27),
- wenigstens ein Wasserspeicher (28),
- wenigstens ein Wärmetauscher (12) und/oder wenigstens eine Dampfturbine (14)
angeordnet ist und/oder
wenigstens ein Ausgang (41) der Fluidpassage an der Wärmekraftmaschine, insbesondere einer Brennkammer (15) und/oder einer Turbinenstufe (16) der Gasturbine, angeordnet ist.
5. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass
- wenigstens ein Wärmetauscher, insbesondere Verdampfer (12),
- wenigstens ein Kondensator (22, 24),
- wenigstens ein Wasserabscheider (25) und/oder
- wenigstens eine Turbine (24),
der bzw. die in der Abgaspassage stromabwärts nach der Wärmekraftmaschine angeordnet ist, und/oder
- wenigstens eine Wasserpumpe (13, 26),
- wenigstens eine Wasseraufbereitung, (27)
- wenigstens ein Wasserspeicher (28),
- wenigstens ein Wärmetauscher (12) und/oder
wenigstens eine Dampfturbine (14),
die bzw. der in der Fluidpassage stromabwärts nach dem Kondensator angeord net ist, und/oder
wenigstens eine Fördereinrichtung (1 1 ; 23) zum Kühlen eines Kondensa tors (22)
- wenigstens teilweise in dem Flugantrieb,
- wenigstens teilweise in dem Pylon,
wenigstens teilweise in dem Flügel, insbesondere einem Torsionskasten (33),
- wenigstens teilweise in einem Rumpf (31) des Luftfahrzeugs oder
- wenigstens teilweise außerhalb von Flügel und Rumpf, insbesondere in einem seitlich am Rumpf und/oder über dem Flügel angeordneten Ge häuse (38),
angeordnet ist.
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