EP4193047A1 - Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk - Google Patents

Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk

Info

Publication number
EP4193047A1
EP4193047A1 EP21759237.7A EP21759237A EP4193047A1 EP 4193047 A1 EP4193047 A1 EP 4193047A1 EP 21759237 A EP21759237 A EP 21759237A EP 4193047 A1 EP4193047 A1 EP 4193047A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
exhaust gas
treatment device
cooling unit
gas treatment
cooling
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP21759237.7A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Hermann Klingels
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP4193047A1 publication Critical patent/EP4193047A1/de
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • 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
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B64D33/10—Radiator arrangement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01N—GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINES
    • F01N3/00—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust
    • F01N3/02—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust for cooling, or for removing solid constituents of, exhaust
    • F01N3/0205—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust for cooling, or for removing solid constituents of, exhaust using heat exchangers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F02C3/305—Increasing the power, speed, torque or efficiency of a gas turbine or the thrust of a turbojet engine by injecting or adding water, steam or other fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01N—GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINES
    • F01N13/00—Exhaust or silencing apparatus characterised by constructional features ; Exhaust or silencing apparatus, or parts thereof, having pertinent characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F01N1/00 - F01N5/00, F01N9/00, F01N11/00
    • F01N13/08—Other arrangements or adaptations of exhaust conduits
    • F01N13/082—Other arrangements or adaptations of exhaust conduits of tailpipe, e.g. with means for mixing air with exhaust for exhaust cooling, dilution or evacuation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01N—GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINES
    • F01N2260/00—Exhaust treating devices having provisions not otherwise provided for
    • F01N2260/02—Exhaust treating devices having provisions not otherwise provided for for cooling the device
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01N—GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; GAS-FLOW SILENCERS OR EXHAUST APPARATUS FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINES
    • F01N3/00—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust
    • F01N3/02—Exhaust or silencing apparatus having means for purifying, rendering innocuous, or otherwise treating exhaust for cooling, or for removing solid constituents of, exhaust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/72—Application in combination with a steam turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/602—Drainage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • F05D2270/082—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases with as little NOx as possible
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • F05D2270/083—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases by monitoring combustion conditions
    • F05D2270/0831—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases by monitoring combustion conditions indirectly, at the exhaust
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an exhaust gas treatment device for an aircraft engine.
  • the drive unit of such an aircraft engine can be, in particular, an axial flow machine that is functionally divided into compressor, combustion chamber and turbine. Air sucked in is compressed in the compressor, then fuel, e.g. B. kerosene, and this mixture is burned in the combustion chamber. The resulting hot or combustion gas flows through the turbine and is expanded there, whereby the gas is also partially extracted with energy for driving the compressor.
  • a propeller or, in particular, a fan which is also driven by the turbine, can be provided to generate propulsion.
  • Such an engine mx fan is also referred to as a turbofan engine.
  • the exhaust gas treatment device in question can be arranged downstream of the turbine, ie the exhaust gas expanded in the turbine can flow through it.
  • This and in particular the reference to a turbofan engine is intended to illustrate a preferred area of application, but not initially limit the subject in its generality.
  • the present invention is based on the technical problem of specifying an advantageous exhaust gas treatment device for an aircraft engine and an advantageous method for operating the same. According to the invention, this is achieved with the exhaust gas treatment device according to claim 1 .
  • the exhaust gas treatment device has an exhaust gas duct and a first cooling unit assigned to it, and also a second cooling unit downstream of the first.
  • the cooling can at least partially condense out the water contained in the exhaust gas, which can result from the combustion of fossil fuels together with other products (CO 2 etc.) or can also have been introduced into the combustion chamber in liquid or vapor form beforehand can, see below. Without condensation, the water contained in the exhaust gas can lead to contrails when the exhaust gas cools down in the cold ambient air (condensation trails are also discussed as an influencing factor in climate change).
  • the exhaust gas can be or is cooled with the first and second cooling unit, that is to say two successive cooling units, such a later condensation can be prevented in a particularly efficient manner.
  • the water that has condensed out can, for example, still be collected in the exhaust gas treatment device and z. B. stored in the aircraft or released into the ambient air in liquid form or otherwise used, see below in detail.
  • the second cooling unit can e.g. B. be an active chiller, for example.
  • a compression chiller On the other hand, however, it can also be designed only as a passive heat exchanger that is fed with a fluid that has a temperature below the ambient air level.
  • the first cooling unit is also assigned to the exhaust gas duct, preferably a cooling element of which is arranged in the exhaust gas duct, specifically upstream of the second cooling unit.
  • the exhaust gas can be pre-cooled with the first cooling unit, which can, for example, enable efficient operation of the downstream second cooling unit.
  • the first cooling unit has a heat exchanger as a cooling element, around which or through which the exhaust gas flows.
  • the heat exchanger of the first cooling unit preferably acts as a condenser (condenser heat exchanger). Ambient air is preferably used as the cooling fluid.
  • B. is promoted by a fan or preferably by the fan of the engine.
  • the temperature of the ambient air used for cooling can depend, for example, like the static ambient temperature, on the flight altitude and the weather conditions, but also, for example, on the pressure ratio of the blower used for delivery (e.g. fan) and the flight Mach number .
  • the temperature of the ambient air used for cooling will generally be above the static ambient temperature.
  • the cooling capacity will typically be greater than at ground level, although a target temperature of > 0 °C is generally advised due to the risk of icing.
  • the second cooling unit has a cooling circuit with an evaporator, which is assigned to the exhaust gas duct as a cooling element.
  • the second cooling unit can be designed in particular as a compression refrigeration machine with a condenser arranged outside the exhaust gas duct. capacitor for the cooling fluid in the cooling circuit.
  • a compressor can be arranged between the condenser and the evaporator and/or a throttle can be arranged between the evaporator and the condenser.
  • the evaporator provided as a cooling element is a plate evaporator.
  • This can have one or preferably several plates and offer a correspondingly large interaction surface.
  • the plates can be arranged in the exhaust gas duct in such a way that the exhaust gas flows along the plate surfaces, ie also between the plates.
  • one or more plates of the plate evaporator is equipped with a collecting channel.
  • the collecting channel can be arranged on the respective plate in relation to the exhaust gas flowing along, for example in the downstream half, in particular at the downstream end of the plate.
  • the water that has condensed out can collect in the collecting channel(s) and from there it can be discharged from the exhaust gas duct.
  • the second cooling unit has a heat exchanger for a cryogenic fluid, in particular for cryogenic fuel.
  • the heat exchanger is assigned to the exhaust gas duct as a cooling element and the cryogenic fluid or fuel, e.g. LH 2 or LNG etc., flows through it during operation is injected into the combustion chamber, e.g. B. in hydrogen aircraft cryogenic hydrogen.
  • the second cooling unit is preferably pre-cooled upstream of it with the first cooling unit.
  • a droplet separator is provided downstream of the second cooling unit. This can separate the water that has condensed out, for example, based on centrifugal force or based on inertia, for example as a cyclone or swirl separator or by abrupt deflection etc.
  • the exhaust gas can be set in rotation, for example to centrifuge out the water droplets contained therein.
  • the exhaust gas duct is assigned an ionizer, with which the exhaust gas can be electrostatically charged. This can be done, for example, by impact ionization, such as with a discharge electrode as a corona charge.
  • the exhaust gas or condensed water is then electrostatically charged, and a complementary pole can serve as a collecting electrode.
  • This collecting electrode is also assigned to the exhaust gas duct downstream of the ionizer.
  • a part of the cooling unit and/or a droplet separator described above is used at the same time as a collecting electrode, e.g. the plate condenser or cryogenic heat exchanger of the second cooling unit can be charged as the opposite pole.
  • the droplet separator or an exhaust gas duct section in the area of the droplet separator can also be used as a collecting electrode.
  • the exhaust gas treatment device has a control unit with which the first and second cooling unit are controlled.
  • the cooling capacity of the first and/or second cooling unit can preferably be changed by means of the control unit.
  • the control unit is preferably set up in such a way that cooling is carried out with both cooling units in a first operating state, but with only one of the two cooling units in a second operating state.
  • the control unit can specify a respective operating state, for example as a function of an ambient temperature, including the exhaust gas temperature, e.g. B. after the first cooling unit, and / or other operating parameters of the aircraft engine can be input.
  • the control unit can be set up in such a way that the exhaust gas treatment device does not ice up, i.e. the exhaust gas temperature does not fall below 0 °C despite cooling.
  • either only the first or only the second cooling unit can be operated in the second operating state.
  • the latter can e.g. B. be of interest when the second cooling unit is fed with cryogenic fuel (see above). If the cooling capacity required overall is low, in this case the energy consumption can be reduced by switching off the first cooling unit and at the same time it can be ensured that sufficient energy is available for heating the cryogenic fuel.
  • the second cooling unit can also be switched off if it is constructed as a refrigeration compression machine, for example, and z. B. a sufficient cooling capacity is already achieved with the first, coupled to the ambient air cooling unit, z. B. at high altitude.
  • the design of the exhaust gas treatment device with a "control unit" should also be expressly disclosed with regard to a corresponding working method in which both cooling units are operated in the first operating state, but only the first or the second cooling unit in a second operating state.
  • the invention also relates to an aircraft engine with an exhaust gas treatment device disclosed here; reference is expressly made to the assessment of the prior art with regard to possible details.
  • the aircraft engine can in particular include an axial flow machine and a propulsor (eg fan), the exhaust gas treatment device being arranged downstream of the turbine.
  • an evaporator in which the water that has condensed out is converted back into vapor form.
  • the evaporator is preferably installed between the turbine and the exhaust gas treatment device, and it extracts energy from the exhaust gas (in this respect it can be regarded as the “zero” cooling unit).
  • the water vapor generated by the evaporator can, for example, be introduced into the gas duct of the aircraft engine, such as in or in front of the combustion chamber. This can be thermodynamically advantageous, for example, because the energy in the exhaust gas is used.
  • the evaporator can preferably extract the energy required for evaporating the water that has condensed out from the exhaust gas.
  • the water vapor introduced into the gas channel can also be advantageous with regard to the required compression work, namely requiring less work compared to the same amount of air without water vapor.
  • the water vapor can also reduce nitrogen oxides in the exhaust gas, for example, because the water, with its comparatively high heat capacity, can prevent the occurrence of temperature peaks in the event of locally uneven mixing ratios.
  • the water vapor can also be used to cool components, for example gas channel walls or, in particular, blades. For this purpose it can, for example, flow through a channel system inside the component, in particular a blade.
  • the exhaust gas of the aircraft engine flows through the exhaust gas duct and a temperature below the exhaust gas temperature achieved by means of the first cooling unit is specified with the second cooling unit.
  • the invention also relates to the use of an exhaust gas treatment device disclosed in the present case in an aircraft engine or aircraft, in particular in the manner just described.
  • a second cooling unit designed as a compression refrigeration machine its condenser can be arranged on the aircraft or in a bypass duct of the aircraft engine.
  • the cooling circuit of the compression refrigeration machine can, for example, also run through a duct structure on or in the surface of the aircraft; the duct structure can extend over the fuselage, wings or tail unit, etc. This can allow effective heat dissipation to the environment, especially during flight operations.
  • the same arrangement options can be preferred for the heat exchanger of the first cooling unit, i.e. for the “condenser heat exchanger” discussed above.
  • FIG. 1 shows a first exhaust gas treatment device according to the invention in a schematic representation
  • FIG. 2 shows a second exhaust gas treatment device according to the invention in a schematic representation
  • FIG. 3 shows an aircraft with aircraft engines in a schematic representation.
  • FIG. 1 shows an exhaust gas treatment device 1 according to the invention, which is arranged downstream of an aircraft engine 2, which is indicated here only schematically.
  • the aircraft engine 2 has a compressor 2.1, a combustion chamber 2.2 and a turbine 2.3; it can be a turbofan engine, for example.
  • an exhaust gas 3 passes from the turbine 2.3 into an exhaust gas channel 4 of the exhaust gas treatment device 1.
  • the exhaust gas 3 first passes there through an ionizer 6, which electrostatically charges the exhaust gas 3, in the present case by means of a discharge electrode 7 through impact ionization. Downstream of the ionizer 6 , the exhaust gas 3 passes through a first cooling unit 8 that has a heat exchanger 9 . Ambient air 10 flows through this in order to pre-cool the exhaust gas 3 .
  • a second cooling unit 11 is provided downstream of the first cooling unit 8 .
  • this is constructed as a compression refrigeration machine, ie it has an evaporator 12 arranged in the exhaust gas duct 4 and an evaporator 12 provided outside of it. provided condenser 13, which are connected in a cooling circuit 14 with each other.
  • a cooling fluid which is not shown here, reaches the cooling circuit 14 via a compressor 15 from the condenser 13 into the evaporator 12 , and it is guided through a throttle 16 between the evaporator 12 and the condenser 13 .
  • the evaporator 12 is constructed as a plate evaporator with several plates 12.1-12.4.
  • the exhaust gas 3 flows along the plates 12.1-12.4 and is thereby cooled, which leads to the water 17 contained in the exhaust gas 3 condensing out.
  • collecting channels 18 are provided at the downstream ends of the plates 12.1-12.4, with which the water 17 is collected and drained.
  • a drop separator 20 is provided downstream of the second cooling unit 11 , which in the present case is designed as a twist separator. It causes the exhaust gas 3 to rotate, as a result of which the water droplets are guided radially outwards, driven by centrifugal force.
  • the water 17 is discharged there via baffles 21 .
  • a condensate pump 22 it is fed together with the water 17 from the collecting channels 18 via an optionally available water treatment system 23 into a water reservoir 24, where it is available for further use, preferably fed back to the aircraft engine 2 in vapor form via an after-treatment evaporator 35 will.
  • the post-treatment evaporator 35 can preferably be arranged between the turbine 2.3 and the exhaust gas treatment device 1 within the exhaust gas duct 4 .
  • the separation in the evaporator 12 and in the droplet separator 20 is supported electrostatically, both of which form a pole 25 that is complementary to the electrostatic charging by the ionizer 6.
  • Parts of the exhaust gas treatment device 1 according to Figure 2 are constructed analogously to Figure 1, with parts having the same or comparable function being provided with the same reference numbers and insofar as reference is also made to the description of the respective other Figure (the engine 2 is not shown in Figure 2 ).
  • the identical structure applies in particular to the first cooling unit 8, the ionizer 6 and the droplet separator 20.
  • the second cooling unit 11 is equipped with a heat exchanger 30 through which a cryogenic fluid 31 flows, in particular a cryogenic fuel 32.
  • the pole 25 complementary to the ionizer 6 is applied exclusively in the area of the droplet separator 20, alternatively or additionally the heat exchanger 30 could also be loaded accordingly.
  • a control unit 36 is shown schematically, with which the cooling units 8, 11 are controlled. In a first operating state, both cooling units 8, 11 are operated, in another operating state when a lower overall cooling capacity is required, however, the first cooling unit 8 only with reduced capacity and primarily the second cooling unit 11.
  • FIG. 3 shows a schematic representation of an aircraft 40 with two aircraft engines 2, each of which is equipped with an exhaust gas treatment device not shown here due to the scale.
  • Parts of the first cooling unit 8 and/or the second cooling unit 11 located outside the exhaust gas duct 4 can be arranged, for example, on the fuselage 46, wings 47, tail unit 48 or, for example, also on the engine 2, for example in the bypass duct 50 or on the engine nacelle 51.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Abgasbehandlungsvorrichtung (1) für ein Flugtriebwerk (2), mit einem Abgaskanal (4) zum Durchströmen mit einem Abgas (3) des Flugtriebwerks (2) und einer ersten Kühleinheit (8) zur Kühlung mit Umgebungsluft (10), gekennzeichnet durch eine zweite Kühleinheit (11), die bezogen auf eine Abgasströmung (5) in dem Abgaskanal (4) der ersten Kühleinheit (8) nachgelagert angeordnet ist.

Description

ABGASBEHANDLUNGSVORRICHTUNG FÜR EIN FLUGTRIEBWERK
BESCHREIBUNG
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Abgasbehandlungsvorrichtung für ein Flugtriebwerk.
Stand der Technik
Die Antriebseinheit eines solchen Flugtriebwerks kann insbesondere eine axiale Strömungsmaschine sein, die sich funktional in Verdichter, Brennkammer und Turbine gliedert. Im Verdichter wird angesaugte Luft komprimiert, anschließend wird Treibstoff, z. B. Kerosin, hinzugemischt und wird dieses Gemisch in der Brennkammer verbrannt. Das entstehende Heiß- bzw. Verbrennungsgas durchströmt die Turbine und wird dort expandiert, wobei dem Gas anteilig auch Energie zum Antreiben des Verdichters entzogen wird. Zur Vortriebserzeugung kann bspw. ein Propeller oder insbesondere Fan vorgesehen sein, der ebenfalls über die Turbine angetrieben wird.
Ein solches Triebwerk mx Fan wird auch als Mantelstromtriebwerk bezeichnet. Die in Rede stehende Abgasbehandlungsvorrichtung kann hierbei der Turbine nachgelagert angeordnet sein, also von dem in der Turbine expandierten Abgas durchströmt werden. Dies und insbesondere die Bezugnahme auf ein Mantelstromtriebwerk soll ein bevorzugtes Anwendungsgebiet illustrieren, den Gegenstand aber zunächst nicht in seiner Allgemeinheit beschränken.
Darstellung der Erfindung
Der vorliegenden Erfindung liegt das technische Problem zugrunde, eine vorteilhafte Abgasbehandlungsvorrichtung für ein Flugtriebwerk sowie ein vorteilhaftes Verfahren zum Betreiben derselben anzugeben. Dies wird erfindungsgemäß mit der Abgasbehandlungsvorrichtung gemäß Anspruch 1 gelöst. Die Abgasbehandlungsvorrichtung weist einen Abgaskanal und eine diesem zugeordnete erste Kühleinheit, sowie zusätzlich eine der ersten nachgelagerte zweite Kühleinheit auf. Generell kann mit dem Abkühlen zumindest eine teilweise Auskondensation von im Abgas enthaltenem Wasser erreicht werden, das bei der Verbrennung fossiler Kraftstoffe gemeinsam mit weiteren Produkten (CO2 etc.) resultierten kann bzw. zuvor in flüssiger oder Dampfform auch gezielt in die Brennkammer eingebracht werden sein kann, siehe unten. Ohne Auskondensation kann das im Abgas enthaltene Wasser zu Kondensstreifen führen, wenn das Abgas in der kalten Umgebungsluft abkühlt (Kondensstreifen werden auch als Einflussgröße beim Klimawandel diskutiert).
Indem das Abgas mit der ersten und zweiten Kühleinheit, also zwei aufeinanderfolgenden Kühleinheiten gekühlt werden kann bzw. wird, kann einer solchen späteren Auskondensation besonders effizient vorgebeugt werden. Das auskondensierte Wasser lässt sich bspw. noch in der Abgasbehandlungsvorrichtung sammeln und kann z. B. im Flugzeug gespeichert oder in flüssiger Form in die Umgebungsluft entlassen oder anderweitig verwendet werden, siehe unten im Detail.
Bevorzugte Ausführungsformen finden sich in den abhängigen Ansprüchen und der gesamten Offenbarung, wobei in der Darstellung der Merkmale nicht immer im Einzelnen zwischen Vorrichtungs- und Verfahrens- bzw. Verwendungsaspekten unterschieden wird; jedenfalls implizit ist die Offenbarung hinsichtlich sämtlicher Anspruchskategorien zu lesen. Wird bspw. eine für ein bestimmtes Verfahren geeignete Abgasbehandlungsvorrichtung beschrieben, ist dies zugleich als Offenbarung eines entsprechenden Betriebsverfahrens zu verstehen, und umgekehrt. Ebenso sind die Abgasbehandlungsvorrichtung betreffende Aspekte stets auch auf ein Flugtriebwerk mit einer solchen Abgasbehandlungsvorrichtung bzw. auf ein entsprechendes Flugzeug zu lesen. Die zweite Kühleinheit ist dem Abgaskanal zugeordnet, es kann insbesondere ein Kühlelement davon in dem Abgaskanal angeordnet sein und/oder diesen begrenzen. Wie nachstehend im Einzelnen diskutiert, kann die zweite Kühleinheit z. B. eine aktive Kältemaschine sein, bspw. eine Kompressionskältemaschine. Sie kann aber andererseits auch nur als passiver Wärmetauscher ausgestaltet sein, der mit einem Fluid gespeist wird, das eine Temperatur unter Umgebungsluftniveau hat.
Die erste Kühleinheit ist ebenfalls dem Abgaskanal zugeordnet, vorzugsweise ist ein Kühlelement davon im Abgaskanal angeordnet, und zwar der zweiten Kühleinheit vorgelagert. Im Betrieb kann das Abgas mit der ersten Kühleinheit vorgekühlt werden, was bspw. einen effizienten Betrieb der nachgelagerten zweiten Kühleinheit ermöglichen kann. In bevorzugter Ausgestaltung weist die erste Kühleinheit als Kühlelement einen Wärmetauscher auf, der von dem Abgas um- bzw. durchströmt wird. Der Wärmetauscher der ersten Kühleinheit agiert bevorzugt als Kondensator (Kondensatorwärmetauscher). Als Kühlfluid wird vorzugsweise Umgebungsluft genutzt, die z. B. durch ein Gebläse oder bevorzugt durch den Fan des Triebwerks gefördert wird.
Die Temperatur der zur Kühlung genutzten Umgebungsluft kann bspw., wie die statische Umgebungstemperatur, von der Flughöhe und den Wetterbedingungen abhängen, zusätzlich aber bspw. auch vom Druckverhältnis des zur Förderung genutzten Gebläses (z. B. Fan) und etwa auch der Flug -Machzahl. Die Temperatur der zur Kühlung genutzten Umgebungsluft wird in der Regel jedenfalls über der statischen Umgebungstemperatur liegen. In größerer Flughöhe wird die Kühlleistung typischerweise größer als in Bodennähe sein, wobei generell wegen der Vereisungsgefahr eine Zieltemperatur > 0 °C avisiert wird.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist die zweite Kühleinheit einen Kühlkreislauf mit einem Verdampfer auf, der als Kühlelement dem Abgaskanal zugeordnet ist. Die zweite Kühleinheit kann insbesondere als Kompressionskältemaschine ausgeführt sein, mit einem außerhalb des Abgaskanals angeordneten Konden- sator für das im Kühlkreislauf geführte Kühlfluid. Bezogen auf die Zirkulationsrichtung des Kühlfluids kann dabei zwischen Kondensator und Verdampfer ein Kompressor angeordnet sein und/oder zwischen Verdampfer und Kondensator eine Drossel.
In bevorzugter Ausgestaltung ist der als Kühlelement vorgesehene Verdampfer ein Plattenverdampfer. Dieser kann eine oder bevorzugt mehrere Platten aufweisen und eine entsprechend große Wechselwirkungsfläche bieten. Die Platten können derart im Abgaskanal angeordnet sein, dass das Abgas entlang der Plattenoberflächen strömt, also auch zwischen den Platten.
In bevorzugter Ausgestaltung ist eine oder sind mehrere Platten des Plattenverdampfers mit einer Auffangrinne ausgestattet. An der jeweiligen Platte kann die Auffangrinne bezogen auf das entlangströmende Abgas bspw. in der stromabwärtigen Hälfte, insbesondere am stromabwärtigen Ende der Platte angeordnet sein. In der bzw. den Auffangrinne(n) kann sich das auskondensierte Wasser sammeln, und es kann von dort aus dem Abgaskanal abgeleitet werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist die zweite Kühleinheit einen Wärmetauscher für ein kryogenes Fluid auf, insbesondere für kryogenen Kraftstoff. Der Wärmetauscher ist als Kühlelement dem Abgaskanal zugeordnet und wird im Betrieb von dem kryogenen Fluid bzw. Kraftstoff durchströmt, bspw. von LH 2 oder LNG etc. Der Wärmetauscher kann somit vorteilhafterweise eine Doppelfunktion einnehmen, weil der kryogene Kraftstoff ohnehin erwärmt werden muss, bevor er in die Brennkammer eingespritzt wird, z. B. bei Wasserstoffflugzeugen der kryogene Wasserstoff. Auch bei dieser Variante wird bevorzugt der zweiten Kühleinheit vorgelagert mit der ersten Kühleinheit vorgekühlt.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform, die sowohl mit der Kompressionskältemaschine als auch dem Wärmetauscher für kryogenes Fluid kombiniert werden kann, ist der zweiten Kühleinheit nachgelagert ein Tropfenabscheider vorgesehen. Dieser kann das auskondensierte Wasser bspw. fliehkraftbasiert oder trägheitsbasiert abscheiden, etwa als Zyklon- bzw. Drallabscheider oder durch schroffe Umlenkung etc. Das Abgas kann bspw. zum Auszentrifugieren darin enthaltener Wassertropfen in Rotation versetzt werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform, die mit dem Tropfenabscheider kombiniert oder auch als Alternative dazu vorgesehen sein kann, ist dem Abgaskanal ein Ionisator zugeordnet, mit dem das Abgas elektrostatisch aufgeladen werden kann. Dies kann bspw. durch Stoßionisation erfolgen, etwa mit einer Sprühelektrode als Korona-Aufladung. Das Abgas bzw. auskondensierte Wasser ist dann elektrostatisch geladen, und ein komplementärer Pol kann als Niederschlagelektrode dienen. Diese Niederschlagelektrode ist ebenfalls dem Abgaskanal zugeordnet, dem Ionisator nachgelagert.
In bevorzugter Ausgestaltung wird ein Teil der Kühleinheit und/oder ein vorstehend beschriebener Tropfenabscheider zugleich als Niederschlagelektrode genutzt, kann also bspw. der Plattenkondensator oder kryogene Wärmetauscher der zweiten Kühleinheit als Gegenpol geladen werden. Alternativ oder zusätzlich kann auch der Tropfenabscheider bzw. ein Abgaskanalabschnitt im Bereich des Tropfenabscheiders als Niederschlagelektrode genutzt werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist die Abgasbehandlungsvorrichtung eine Steuereinheit auf, mit der die erste und zweite Kühleinheit angesteuert werden. Bevorzugt ist die Kühlleistung der ersten und/oder zweiten Kühleinheit mittels der Steuereinheit veränderbar. Vorzugsweise ist die Steuereinheit derart eingerichtet, dass in einem ersten Betriebszustand mit beiden Kühleinheiten gekühlt wird, in einem zweiten Betriebszustand hingegen nur mit einer der beiden Kühleinheiten. Die Steuereinheit kann einen jeweiligen Betriebszustand bspw. in Abhängigkeit von einer Umgebungstemperatur vorgeben, auch die Abgastemperatur, z. B. nach der ersten Kühleinheit, und/oder weitere Betriebsparameter des Flugtriebwerks können Eingang finden. Die Steuereinheit kann insbesondere solchermaßen eingerichtet sein, dass die Abgasbehandlungsvorrichtung nicht vereist, also die Abgastemperatur trotz Kühlung nicht < 0 °C wird.
In dem zweiten Betriebszustand kann je nach Aufbau der Abgasbehandlungsvorrichtung entweder nur die erste oder nur die zweite Kühleinheit betrieben werden. Letzteres kann z. B. dann von Interesse sein, wenn die zweite Kühleinheit mit kryogenem Kraftstoff gespeist wird (siehe vorne). Ist die insgesamt erforderliche Kühlleistung gering, kann in diesem Fall durch Wegschalten der ersten Kühleinheit der Energieverbrauch verringert und zugleich sichergestellt werden, dass hinreichend Energie zum Erwärmen des kryogenen Kraftstoffs zur Verfügung steht. Im zweiten Betriebszustand kann jedoch auch die zweite Kühleinheit weggeschaltet werden, wenn diese bspw. als Kältekompressionsmaschine aufgebaut ist und z. B. eine hinreichende Kühlleistung bereits mit der ersten, an die Umgebungsluft gekoppelten Kühleinheit erreicht wird, z. B. in großer Flughöhe. Die Ausgestaltung der Abgasbehandlungsvorrichtung mit „Steuereinheit“ soll ausdrücklich auch hinsichtlich eines entsprechenden Arbeitsverfahrens offenbart sein, bei dem im ersten Betriebszustand beide Kühleinheiten betrieben werden, in einem zweiten Betriebszustand hingegen nur die erste oder die zweite Kühleinheit.
Die Erfindung betrifft auch ein Flugtriebwerk mit einer vorliegend offenbarten Abgasbehandlungsvorrichtung, es wird ausdrücklich auf die Stand-der-Technik- Würdigung bzgl. möglicher Details verwiesen. Das Flugtriebwerk kann insbesondere eine axiale Strömungsmaschine und einen Propulsor (z. B. Fan) umfassen, wobei die Abgasbehandlungsvorrichtung der Turbine nachgelagert angeordnet ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist ein Verdampfer vorgesehen, in dem das auskondensierte Wasser wieder in die Dampfform übergeführt wird. Vorzugsweise ist der Verdampfer zwischen Turbine und Abgasbehandlungsvorrichtung installiert und entzieht er dem Abgas Energie (er kann insofern als „nullte“ Kühleinheit betrachtet werden). Der mit dem Verdampfer erzeugte Was serdampf kann bspw. in den Gaskanal des Flugtriebwerks eingebracht werden, etwa in die oder vor der Brennkammer. Dies kann bspw. thermodynamisch von Vorteil sein, weil die Energie des Abgases genutzt wird. Die zum Verdampfen des auskondensierten Wassers erforderliche Energie kann der Verdampfer dazu bevorzugt dem Abgas entziehen. Der in den Gaskanal eingebrachte Wasserdampf kann auch hinsichtlich der erforderlichen Verdi chterarb eit von Vorteil sein, nämlich verglichen mit der gleichen Luftmenge ohne Wasserdampf weniger Arbeit erfordern. In der Brennkammer kann der Wasserdampf bspw. auch Stickoxide im Abgas verringern, weil das Wasser mit seiner vergleichsweise hohen Wärmekapazität dem Entstehen von Temperaturspitzen bei lokal ungleichmäßigen Mischungsverhältnissen vorbeugen kann. Alternativ oder zusätzlich kann der Wasserdampf auch zur Bauteilkühlung genutzt werden, bspw. von Gaskanalwänden oder insbesondere Schaufeln. Dazu kann er bspw. ein Kanalsystem im Inneren des Bauteils, insbesondere einer Schaufel durchströmen.
In einem vorteilhaften Verfahren zur Abgasbehandlung durchströmt das Abgas des Flugtriebwerks den Abgaskanal und wird mit der zweiten Kühleinheit eine Temperatur unterhalb der mittels der ersten Kühleinheit erreichten Abgastemperatur vorgegeben.
Die Erfindung betrifft auch die Verwendung einer vorliegend offenbarten Abgasbehandlungsvorrichtung in einem Flugtriebwerk oder Flugzeug, insbesondere in eben geschilderter Weise.
In bevorzugter Ausgestaltung kann dabei im Falle einer als Kompressionskältemaschine ausgeführten zweiten Kühleinheit deren Kondensator am Flugzeug oder in einem Nebenstromkanal des Flugtriebwerks angeordnet sein. Der Kühlkreislauf der Kompressionskältemaschine kann bspw. auch durch eine Kanalstruktur an bzw. in der Oberfläche des Flugzeugs verlaufen, die Kanalstruktur kann sich über Rumpf, Flügel oder Leitwerk etc. erstrecken. Dies kann speziell im Flugbetrieb eine effektive Wärmeabfuhr an die Umgebung erlauben. Dieselben Anordnungsmöglichkeiten können für den Wärmetauscher der ersten Kühleinheit bevorzugt sein, also für den vorstehend diskutierten „Kondensatorwärmetauscher“. Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert, wobei die einzelnen Merkmale im Rahmen der nebengeordneten Ansprüche auch in anderer Kombination erfindungswesentlich sein können und auch weiterhin nicht im Einzelnen zwischen den unterschiedlichen Anspruchskategorien unterschieden wird.
Im Einzelnen zeigt
Figur 1 eine erste erfindungsgemäße Abgasbehandlungsvorrichtung in schematischer Darstellung;
Figur 2 eine zweite erfindungsgemäße Abgasbehandlungsvorrichtung in schematischer Darstellung;
Figur 3 ein Flugzeug mit Flugtriebwerken in schematischer Darstellung.
Bevorzugte Ausführung der Erfindung
Figur 1 zeigt eine erfindungsgemäße Abgasbehandlungsvorrichtung 1, die einem hier nur schematisch angedeuteten Flugtriebwerk 2 nachgelagert angeordnet ist. Das Flugtriebwerk 2 weist einen Verdichter 2.1, eine Brennkammer 2.2 und eine Turbine 2.3 auf, es kann sich bspw. um ein Mantelstromtriebwerk handeln. Von der Turbine 2.3 gelangt im Betrieb ein Abgas 3 in einen Abgaskanal 4 der Abgasbehandlungsvorrichtung 1.
Bezogen auf die Abgasströmung 5 passiert das Abgas 3 dort zunächst einen Ionisator 6, der das Abgas 3 elektrostatisch auflädt, vorliegend mittels einer Sprühelektrode 7 durch Stoßionisation. Dem Ionisator 6 nachgelagert passiert das Abgas 3 eine erste Kühleinheit 8, die einen Wärmetauscher 9 aufweist. Dieser wird von Umgebungsluft 10 durchströmt, um das Abgas 3 vorzukühlen.
Der ersten Kühleinheit 8 nachgelagert ist eine zweite Kühleinheit 11 vorgesehen.
Diese ist vorliegend als Kompressionskältemaschine aufgebaut, weist also einen in dem Abgaskanal 4 angeordneten Verdampfer 12 und einen außerhalb davon vorge- sehenen Kondensator 13 auf, die in einem Kühlkreislauf 14 miteinander verbunden sind. Ein hier nicht dargestelltes Kühlfluid gelangt in dem Kühlkreislauf 14 über einen Kompressor 15 von dem Kondensator 13 in den Verdampfer 12, zwischen dem Verdampfer 12 und dem Kondensator 13 wird es durch eine Drossel 16 geführt. Der Verdampfer 12 ist als Plattenverdampfer mit mehreren Platten 12.1-12.4 aufgebaut. Das Abgas 3 strömt entlang der Platten 12.1-12.4 und wird dabei gekühlt, was zur Auskondensation von in dem Abgas 3 enthaltenen Wasser 17 führt. Zum Auffangen des Wassers 17 sind an den stromabwärtigen Enden der Platten 12.1-12.4 Auffangrinnen 18 vorgesehen, mit diesen wird das Wasser 17 gesammelt und abgeleitet.
Der zweiten Kühleinheit 11 nachgelagert ist ein Tropfenabscheider 20 vorgesehen, der vorliegend als Drallabscheider ausgeführt ist. Er versetzt das Abgas 3 in eine Rotation, infolge derer die Wassertropfen fliehkraftgetrieben radial nach außen geführt werden. Dort wird das Wasser 17 über Leitbleche 21 abgeführt. Mittels einer Kondensatpumpe 22 wird es gemeinsam mit dem Wasser 17 der Auffangrinnen 18 über ein optional vorhandenes Wasseraufbereitungssystem 23 in einen Wasserspeicher 24 geführt, wo es für die weitere Verwendung zur Verfügung steht, vorzugsweise über einen Nachbehandlungs-Verdampfer 35 in Dampfform wieder dem Flugtriebwerk 2 zugeführt wird. Der Nachbehandlungs-Verdampfer 35 kann, wie schematisch dargestellt, vorzugsweise zwischen der Turbine 2.3 und der Abgasbehandlungsvorrichtung 1 innerhalb des Abgaskanals 4 angeordnet sein. Die Abscheidung im Verdampfer 12 und im Tropfenabschieder 20 wird elektrostatisch unterstützt, beide bilden einen jeweils zur elektrostatischen Aufladung durch den Ionisator 6 komplementären Pol 25.
Die Abgasbehandlungsvorrichtung 1 gemäß Figur 2 ist in Teilen analog zur Figur 1 aufgebaut, wobei Teile mit derselben oder vergleichbarer Funktion mit denselben Bezugszeichen versehen sind und insofern jeweils auch auf die Beschreibung der jeweilig anderen Figur verwiesen wird (das Triebwerk 2 ist in Figur 2 nicht dargestellt). Der identische Aufbau betrifft insbesondere die erste Kühleinheit 8, den Ionisator 6 und den Tropfenabscheider 20. Im Unterschied zur Variante gemäß Figur 1 ist die zweite Kühleinheit 11 vorliegend jedoch mit einem Wärmetauscher 30 ausgestattet, der von einem kryogenen Fluid 31 durchströmt wird, insbesondere einem kryogenen Kraftstoff 32. In Figur 2 ist ausschließlich im Bereich des Tropfenabscheiders 20 der zum Ionisator 6 komplementäre Pol 25 angelegt, alternativ oder zusätzlich könnte auch der Wärmetauscher 30 entsprechend geladen werden.
Schematisch ist eine Steuereinheit 36 dargestellt, mit der die Kühleinheiten 8, 11 angesteuert werden. In einem ersten Betriebszustand werden beide Kühleinheiten 8, 11 betrieben, in einem anderen Betriebszustand, wenn eine insgesamt geringere Kühlleistung erforderlich ist, hingegen die erste Kühleinheit 8 nur mit verringerter Leistung und vorrangig die zweite Kühleinheit 11.
Figur 3 zeigt in schematischer Darstellung ein Flugzeug 40 mit zwei Flugtriebwerken 2, die jeweils mit einer hier maßstabsbedingt nicht dargestellten Abgasbehandlungsvorrichtung ausgestattet sind. Außerhalb des Abgaskanals 4 befindliche Teile der ersten Kühleinheit 8 und/oder der zweiten Kühleinheit 11 können bspw. am Rumpf 46, Flügel 47, Leitwerk 48 oder bspw. auch am Triebwerk 2, etwa im Nebenstromkanal 50 oder an der Triebwerksgondel 51 angeordnet sein.
BEZUGSZEICHENLISTE
Abgasbehandlungsvorrichtung 1
Flugtriebwerk 2
Verdichter 2.1
Brennkammer 2.2
Turbine 2.3
Abgas 3
Abgaskanal 4
Abgasströmung 5
Ionisator 6
Sprühelektrode 7
Erste Kühleinheit 8
Wärmetauscher 9
Umgebungsluft 10
Zweite Kühleinheit 11
Verdampfer 12
Platten 12.1-12.4
Kondensator 13
Kühlkreislauf 14
Kompressor 15
Drossel 16
Wasser 17
Auffangrinne 18
Tropfenabscheider 20
Leitbleche 21
Kondensatpumpe 22
Wasseraufbereitungssystem 23
Pol 25
Wärmetauscher 30
Kryogenes Fluid 31
Kryogener Kraftstoff 32 N achb ehandlungs- V erdampfer 35
Steuereinheit 36
Flugzeug 40
Nebenstromkanal 50

Claims

ANSPRÜCHE Abgasbehandlungsvorrichtung (1) für ein Flugtriebwerk (2), mit einem Abgaskanal (4) zum Durchströmen mit einem Abgas (3) des Flugtriebwerks (2) und einer ersten Kühleinheit (8) zur Kühlung mit Umgebungsluft (10), gekennzeichnet durch eine zweite Kühleinheit (11), die bezogen auf eine Abgasströmung (5) in dem Abgaskanal (4) der ersten Kühleinheit (8) nachgelagert angeordnet ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 1, bei welcher die erste Kühleinheit (8) einen zur Kühlung mit Umgebungsluft (10) eingerichteten Wärmetauscher (9) aufweist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 1 oder 2, bei welcher die zweite Kühleinheit (11) einen Kühlkreislauf (14) mit einem Verdampfer (12) aufweist, der dem Abgaskanal (4) zugeordnet ist, wobei der Verdampfer (12) vorzugsweise ein Plattenverdampfer ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 3, bei welcher der Verdampfer (12) ein Plattenverdampfer ist, wobei an wenigstens einer Platte (12.1-12.4) des Plattenverdampfers eine Auffangrinne (18) angeordnet ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 1 oder 2, bei welcher die zweite Kühleinheit (11) einen Wärmetauscher (30) für kryogenes Fluid (31) aufweist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welcher der zweiten Kühleinheit (11) bezogen auf eine Abgasströmung (5) in dem Abgaskanal (4) nachgelagert ein Tropfenabscheider (20) vorgesehen ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 6, bei welcher der Tropfenabscheider (20) ein Drallabscheider ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, welche einen dem Abgaskanal (4) zugeordneten Ionisator (6) zum elektrostatischen Aufladen des Abgases (3) aufweist, wobei dem Ionisator (6), bezogen auf eine Abgasströmung (5) in dem Abgaskanal (4), nachgelagert ein komplementärer Pol (25) dem Abgaskanal (4) zugeordnet ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 8, bei welcher der komplementäre Pol (25) an die zweite Kühleinheit (11) und/oder an einen Tropfenabscheider (20) angelegt ist. Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, mit einer Steuereinheit (36) zum Steuern der ersten und zweiten Kühleinheit (8,11), wobei die Steuereinheit (36) solchermaßen eingerichtet ist, dass das Abgas (3) in einem ersten Betriebszustand mit der ersten und der zweiten Kühleinheit (8, 11) gekühlt wird; in einem zweiten Betriebszustand nur mit der ersten Kühleinheit (8) oder der zweiten Kühleinheit (11) gekühlt wird. Flugzeug (40) mit einem Flugtriebwerk (2) mit einer Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche. Flugzeug (40) nach Anspruch 11 mit einem Nachbehandlungs-Verdampfer (35) zum Erzeugen von Dampf durch Verdampfen von mit der Abgasbehandlungsvorrichtung (1) auskondensiertem Wasser (17), wobei der Verdampfer (12) derart mit dem Flugtriebwerk (2) gekoppelt ist, dass der erzeugte Dampf in einen Gaskanal des Flugtriebwerks (2) eingebracht und/oder zur Kühlung von einem dem Gaskanal zugeordneten Bauteil genutzt wird. - 15 - Verfahren zum Betreiben einer Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 10 oder eines Flugzeugs (40) nach Anspruch 11 oder 12, wobei der Abgaskanal (4) mit dem Abgas (3) durchströmt wird, und mit der ersten Kühleinheit (8) vorgekühlt und mit der zweiten Kühleinheit (11) weiter abgekühlt wird. Verwendung einer Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 10 in einem Flugtriebwerk (2) oder Flugzeug (40), insbesondere in einem Verfahren nach Anspruch 13. Verwendung nach Anspruch 14, bei welcher ein Wärmetauscher (9) einer Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 2 und/oder ein Kondensator (13) einer Abgasbehandlungsvorrichtung (1) nach Anspruch 3 oder 4, der Teil des Kühlkreislaufes (14) ist, an dem Flugzeug (40) oder in einem Nebenstromkanal (50) des Flugtriebwerks (2) angeordnet ist.
EP21759237.7A 2020-08-05 2021-08-02 Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk Pending EP4193047A1 (de)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102020209850 2020-08-05
DE102021201629.4A DE102021201629A1 (de) 2020-08-05 2021-02-19 Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk
PCT/DE2021/100665 WO2022028652A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4193047A1 true EP4193047A1 (de) 2023-06-14

Family

ID=77499576

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP21759238.5A Pending EP4193048A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Luftfahrzeug
EP21765831.9A Pending EP4193049A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Wärmekraftmaschine mit dampfzufuhrvorrichtung
EP21759237.7A Pending EP4193047A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk

Family Applications Before (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP21759238.5A Pending EP4193048A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Luftfahrzeug
EP21765831.9A Pending EP4193049A1 (de) 2020-08-05 2021-08-02 Wärmekraftmaschine mit dampfzufuhrvorrichtung

Country Status (4)

Country Link
US (3) US11965462B2 (de)
EP (3) EP4193048A1 (de)
DE (4) DE102021201629A1 (de)
WO (3) WO2022028653A1 (de)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11305879B2 (en) * 2018-03-23 2022-04-19 Raytheon Technologies Corporation Propulsion system cooling control
EP4067239B1 (de) * 2021-03-31 2024-07-24 The Boeing Company Führungssysteme zur installation von flugzeugstrukturen wie z.b. schubumkehrstrukturen
FR3128443A1 (fr) * 2021-10-25 2023-04-28 Airbus Operations (S.A.S.) Ensemble de propulsion d’aéronef comprenant un échangeur thermique à plaques, de section longitudinale hexagonale, positionné dans une bifurcation
US11828200B2 (en) * 2022-02-11 2023-11-28 Raytheon Technologies Corporation Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery
US11603798B1 (en) * 2022-02-11 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Cryogenically assisted exhaust condensation
US12129774B2 (en) * 2022-05-19 2024-10-29 Rtx Corporation Hydrogen fueled turbine engine pinch point water separator
US20240141837A1 (en) * 2022-05-19 2024-05-02 Raytheon Technologies Corporation Reverse flow hydrogen steam injected turbine engine
DE102022115587A1 (de) 2022-06-06 2023-12-07 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
WO2023237152A1 (de) * 2022-06-06 2023-12-14 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein luftfahrzeug
DE102022114214A1 (de) 2022-06-06 2023-12-07 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
DE102022114614A1 (de) * 2022-06-10 2023-12-21 MTU Aero Engines AG Abgasbehandlungsvorrichtung für ein Flugtriebwerk
DE102022115585A1 (de) * 2022-06-22 2024-01-11 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
DE102022115556A1 (de) 2022-06-22 2023-12-28 MTU Aero Engines AG Verfahren zum Betreiben einer Strömungsmaschine
US11815030B1 (en) 2022-07-08 2023-11-14 General Electric Company Contrail suppression system
US11933217B2 (en) 2022-07-21 2024-03-19 Rtx Corporation Water condition monitoring for hydrogen steam injected and inter-cooled turbine engine
US11898491B1 (en) 2022-07-21 2024-02-13 Rtx Corporation Water pressure and quantity monitoring for hydrogen steam injected and inter-cooled turbine engine
FR3139160A1 (fr) * 2022-08-31 2024-03-01 Safran Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique
US11905884B1 (en) 2022-09-16 2024-02-20 General Electric Company Hydrogen fuel system for a gas turbine engine
US11898495B1 (en) 2022-09-16 2024-02-13 General Electric Company Hydrogen fuel system for a gas turbine engine
US11873768B1 (en) 2022-09-16 2024-01-16 General Electric Company Hydrogen fuel system for a gas turbine engine
EP4390088A1 (de) * 2022-12-21 2024-06-26 MTU Aero Engines AG Verfahren zum betreiben einer strömungsmaschine für einen flugantrieb
US20240254920A1 (en) * 2023-01-27 2024-08-01 Raytheon Technologies Corporation Hydrogen Steam Injected Turbine Engine with Turboexpander Heat Recovery
US20240301808A1 (en) * 2023-03-06 2024-09-12 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US20240301830A1 (en) * 2023-03-06 2024-09-12 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US20240301823A1 (en) * 2023-03-08 2024-09-12 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US12000334B1 (en) * 2023-03-08 2024-06-04 Rtx Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
EP4442977A1 (de) * 2023-03-24 2024-10-09 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine für einen flugantrieb
DE102023114470A1 (de) * 2023-03-24 2024-09-26 MTU Aero Engines AG Flugtriebwerk
EP4442976A1 (de) * 2023-03-24 2024-10-09 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine für ein flugtriebwerk
US12065964B1 (en) * 2023-04-18 2024-08-20 Rtx Corporation Bypass heat exchanger configuration to reroute core flow
DE102023132900A1 (de) 2023-04-21 2024-10-24 MTU Aero Engines AG Antriebssystem und Flugzeug mit einem Antriebssystem
US12031485B1 (en) 2023-04-21 2024-07-09 Rtx Corporation Water storage precooling and water cycle chiller
DE202024101747U1 (de) 2024-04-10 2024-05-03 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4569195A (en) * 1984-04-27 1986-02-11 General Electric Company Fluid injection gas turbine engine and method for operating
US4631914A (en) 1985-02-25 1986-12-30 General Electric Company Gas turbine engine of improved thermal efficiency
GB9027131D0 (en) * 1990-12-14 1991-02-06 Rice Evans Catherine Diagnostic test
GB9415436D0 (en) * 1994-07-30 1994-09-21 Provost Michael J Auxiliary gas turbine engines
US6003298A (en) * 1997-10-22 1999-12-21 General Electric Company Steam driven variable speed booster compressor for gas turbine
US6651421B2 (en) * 2000-10-02 2003-11-25 Richard R. Coleman Coleman regenerative engine with exhaust gas water extraction
US6499303B1 (en) * 2001-04-18 2002-12-31 General Electric Company Method and system for gas turbine power augmentation
NL1020350C2 (nl) * 2002-04-10 2003-10-13 Henk Ouwerkerk Stoom- en gasturbine-inrichting.
US7194869B2 (en) 2005-03-08 2007-03-27 Siemens Power Generation, Inc. Turbine exhaust water recovery system
GB0608859D0 (en) * 2006-05-05 2006-06-14 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
JP2011508139A (ja) * 2007-12-21 2011-03-10 グリーン パートナーズ テクノロジー ホールディングス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 気化性液体供給装置を採用するガスタービン・システム及び方法
US8099944B2 (en) 2008-10-08 2012-01-24 The Invention Science Fund I, Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable propeller/fan
SE534008C2 (sv) * 2009-02-24 2011-03-29 Euroturbine Ab Förfarande för drift av en gasturbinkraftanläggning och gasturbinkraftanläggning
US20170292412A1 (en) * 2009-10-27 2017-10-12 Eduardo E. Fonseca Aircraft Engine Heat Recovery System to Power Environmental Control Systems
US20110173947A1 (en) 2010-01-19 2011-07-21 General Electric Company System and method for gas turbine power augmentation
CA2828130C (en) 2011-03-01 2018-05-22 Short Brothers Plc A draining device
US9102416B1 (en) * 2012-03-20 2015-08-11 The Boeing Company Inert gas generating system
DE102012206123B4 (de) * 2012-04-13 2020-06-25 MTU Aero Engines AG Wärmekraftmaschine mit Freikolbenverdichter
DE112013007573T5 (de) * 2013-11-05 2016-08-11 General Electric Company Gasturbineneinlassluftkonditionierungsspulensystem
US10358976B2 (en) * 2014-10-29 2019-07-23 Swapnil Sarjerao Jagtap Heat recuperation system for the family of shaft powered aircraft gas turbine engines
GB201501045D0 (en) * 2015-01-22 2015-03-11 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
US11208959B2 (en) 2016-11-09 2021-12-28 General Electric Company System and method for flexible fuel usage for gas turbines
US20180216532A1 (en) * 2017-01-31 2018-08-02 General Electric Company System and method for treating exhaust gas
US11725584B2 (en) * 2018-01-17 2023-08-15 General Electric Company Heat engine with heat exchanger
DE102018203159B4 (de) * 2018-03-02 2021-05-06 MTU Aero Engines AG Reduktion von Kondensstreifen beim Betrieb von Fluggeräten
US11305879B2 (en) * 2018-03-23 2022-04-19 Raytheon Technologies Corporation Propulsion system cooling control
DE102018208026A1 (de) * 2018-05-22 2019-11-28 MTU Aero Engines AG Abgasbehandlungsvorrichtung, Flugzeugantriebssystem und Verfahren zum Behandeln eines Abgasstromes
US11041437B2 (en) * 2018-12-14 2021-06-22 Transportation Ip Holdings, Llc Systems and methods for increasing power output in a waste heat driven air Brayton cycle turbocharger system
DE102019203595A1 (de) 2019-03-15 2020-09-17 MTU Aero Engines AG Luftfahrzeug

Also Published As

Publication number Publication date
WO2022028652A1 (de) 2022-02-10
EP4193049A1 (de) 2023-06-14
US20230366349A1 (en) 2023-11-16
WO2022028651A1 (de) 2022-02-10
DE102021202602A1 (de) 2022-02-10
WO2022028653A1 (de) 2022-02-10
EP4193048A1 (de) 2023-06-14
DE102021201629A1 (de) 2022-02-10
US20230286661A1 (en) 2023-09-14
US11965462B2 (en) 2024-04-23
DE112021004156A5 (de) 2023-08-10
US12060830B2 (en) 2024-08-13
US20230332522A1 (en) 2023-10-19
DE102021201627A1 (de) 2022-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP4193047A1 (de) Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk
EP3797217B1 (de) Flugzeugantriebssystem mit abgasbehandlungsvorrichtung und verfahren zum behandeln eines abgasstromes
DE60110426T2 (de) Klimatisierungssystem mit zwei air-cycle-maschinen
DE102018203159B4 (de) Reduktion von Kondensstreifen beim Betrieb von Fluggeräten
DE19963280C1 (de) Klimatisierungssystem für Flugzeugkabinen
EP1386837B1 (de) Flugzeugklimaanlage
DE69821134T2 (de) Zweiwellenklimaanlage
EP0602040B1 (de) Kühlung einer niederdruck-dampfturbine im ventilationsbetrieb
DE69502501T2 (de) Regenerativer kondensierkreislauf
WO2020187345A1 (de) Luftfahrzeug mit wärmekraftmaschine und einrichtung zur nutzung des abgases der wärmekraftmaschine
EP1176090B1 (de) Klimatisierungssystem für Flugzeuge
DE4320302A1 (de) Anordnung zur Energiegewinnung an Bord eines Flugzeuges, insbesondere eines Passagierflugzeuges
EP4326620A1 (de) Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems
DE102018109480A1 (de) Flugzeugskühlsystem und Flugzeug mit Flugzeugkühlsystem
DE202024101747U1 (de) Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
EP4390088A1 (de) Verfahren zum betreiben einer strömungsmaschine für einen flugantrieb
DE102023114470A1 (de) Flugtriebwerk
EP4442977A1 (de) Strömungsmaschine für einen flugantrieb
DE102021206623A1 (de) Luftverdichter und Verfahren zum Betreiben eines Luftverdichters
DE102022114614A1 (de) Abgasbehandlungsvorrichtung für ein Flugtriebwerk
EP3194729B1 (de) Verfahren und system zum abkühlen einer gasturbine
EP4245664A1 (de) Flugzeugantrieb und verfahren zum betreiben eines flugzeugantriebs
DE102022115585A1 (de) Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
DE102019206120A1 (de) Verdichtungseinheit für ein Brennstoffzellensystem und Brennstoffzellensystem
DE1078373B (de) Gasturbinenanlage mit Druckaustauscher

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20230110

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20240412