EP4193048A1 - Luftfahrzeug - Google Patents

Luftfahrzeug

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Publication number
EP4193048A1
EP4193048A1 EP21759238.5A EP21759238A EP4193048A1 EP 4193048 A1 EP4193048 A1 EP 4193048A1 EP 21759238 A EP21759238 A EP 21759238A EP 4193048 A1 EP4193048 A1 EP 4193048A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
engine
heat exchanger
water
flight
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.)
Withdrawn
Application number
EP21759238.5A
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 EP4193048A1 publication Critical patent/EP4193048A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
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    • 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 aircraft with at least one wing, at least one flight drive and a mount, in particular an engine pylon, which connects the wing and the flight drive to one another, and methods for operating, assembling and/or maintaining the aircraft.
  • An aircraft propulsion system with a turbofan engine with a downstream evaporator and water recovery is known from WO 2019/223823 A1.
  • An object of an embodiment of the present invention is to improve an aircraft and/or its operation, assembly and/or maintenance.
  • an aircraft has at least one wing, preferably at least two (lateral) wings arranged on opposite sides of the aircraft, in one embodiment it is an airplane.
  • the aircraft has at least one flight engine and a mount, in one embodiment an engine pylon, which connects the at least one wing and the at least one flight engine to one another, preferably one or more on one or both wings Flight engines, each of which is or will be connected to the (respective) wing by a mount, in particular its own mount, in one embodiment a (own) engine pylon, in one embodiment a first mount that connects a first of the aircraft engines to a wing and at least one more bracket, which connects another of the flight drives with this or another (the) wing.
  • an engine pylon which connects the at least one wing and the at least one flight engine to one another, preferably one or more on one or both wings Flight engines, each of which is or will be connected to the (respective) wing by a mount, in particular its own mount, in one embodiment a (own) engine pylon, in one embodiment a first mount that connects a first of the aircraft engines to a wing and at least one more bracket, which
  • the or one or more of the flight drives (each) has at least one heat engine, in one embodiment a gas turbine, and/or at least one propeller, in one embodiment encased and/or coupled to this heat engine via a gearbox.
  • the or one or more of the aircraft engine(s) is a turbofan or turboprop aircraft engine.
  • the present invention is particularly suitable for this purpose due to the widespread use and the wide range of uses of such flight drives, but without being limited thereto.
  • the aircraft has at least one heat exchanger, which at least temporarily cools the exhaust gas of the at least one aircraft drive, in particular its heat engine, in one embodiment thereby generates and/or superheats steam, or is provided for this purpose, is in particular equipped or is used, in one embodiment, a first heat exchanger, which at least temporarily cools down exhaust gas from the first flight drive, in particular from its heat engine, and at least one further heat exchanger, which at least temporarily cools down exhaust gas from the further flight drive, in particular from its heat engine, or is provided for this purpose, is set up or used in particular.
  • waste heat can be used advantageously and the operation, in particular the efficiency, of the aircraft can thereby be improved.
  • the at least one flight engine is or will have one or more flight engine mountings and the at least one heat exchanger (for cooling exhaust gas from this flight engine) independently of this via one or more heat exchanger mountings on the bracket (for this flight engine ) attached, in one version the first flight drive via a or more flight engine mounts and the first heat exchanger independently attached to the first bracket via one or more heat exchanger mounts and the further flight drive via one or more flight engine mounts and the further heat exchanger (for this flight drive or for cooling exhaust gas from this flight drive ) regardless of one or more heat exchanger suspensions on the other bracket.
  • the flight engine and heat exchanger can be handled independently of one another, in particular the flight engine can be removed from the mount and the heat exchanger can remain on the mount or vice versa.
  • assembly and/or maintenance can be improved in one embodiment.
  • load distribution and/or introduction can thereby be improved and/or vibrations can be reduced, thereby improving the operation, in particular the service life, of the aircraft.
  • the aircraft has at least one water separation duct with at least one separating device which at least temporarily removes water, in particular condensed water, from the exhaust gas of the at least one aircraft engine, in particular its heat engine. separates, in one embodiment, after flowing through the heat exchanger (for this flight propulsion system), or provided for this purpose, in particular set up or used.
  • the aircraft has a first water separating duct with at least one separating device, which at least temporarily separates water from exhaust gas from the first flight engine, in particular its heat engine, in one embodiment after flowing through the first heat exchanger, and at least one further water separating duct with at least one Separation device, which at least temporarily separates water from exhaust gas of the further aircraft engine, in particular its heat engine, in one embodiment after flowing through the further heat exchanger, or is provided for this purpose, is in particular equipped or used.
  • water can be removed from the exhaust gas and the formation of contrails can thus be reduced in particular, thereby protecting the environment or improving (environmentally friendly) operation of the aircraft.
  • water can be (re)recovered and used in the operation of the aircraft, in particular for a steam supply explained below, thereby improving the operation, in particular the efficiency, of the aircraft.
  • the water separated in the at least one water separation channel is at least partially evaporated at least temporarily in the at least one heat exchanger, in one embodiment overheated, and then, in one embodiment via a steam turbine explained below, in at least one combustion chamber of the at least one aircraft engine, in particular its Heat engine supplied or the aircraft is set up for this.
  • the water separated in the first water separation channel is at least partially evaporated at least temporarily in the first heat exchanger, in one embodiment overheated, and then, in one embodiment via a (first) steam turbine explained below, at least one combustion chamber of the first aircraft engine, in particular its heat engine, and the water separated in the further water separation channel is at least partially evaporated at least temporarily in the further heat exchanger, superheated in one embodiment, and then, in one embodiment via a (further) steam turbine explained below, at least one combustion chamber of the further aircraft drive, in particular its Heat engine supplied or the aircraft is set up for this.
  • waste heat can be used particularly advantageously and the operation, in particular the efficiency, of the aircraft can be particularly greatly improved.
  • the at least one separating device is or will be arranged on, in one embodiment in, the holder (for the at least one flight drive) or via the, in particular through or by means of the holder (for the at least one flight drive ) connected to the wing, in a
  • the at least one separating device of the first water separating duct is arranged on, in particular in, the first holder or connected to the (corresponding) wing via this first holder, which connects the first flight drive to its wing
  • the at least one separating device of the further water separating duct on, in particular arranged in the further bracket or connected to that or corresponding wing via this further bracket, which connects the further flight drive with its wing.
  • short distances can be realized between the flight drive and the separating device, and thereby in particular flow resistance and/or weight can be reduced and the operation, in particular the efficiency, of the aircraft can thereby be improved.
  • a particularly advantageous weight distribution can thereby be realized and the operation, in particular the maneuverability, of the aircraft can thereby be improved.
  • the flight engine includes in one embodiment "the at least one flight engine”, “the at least one heat exchanger (for this at least one Aircraft engine or for cooling exhaust gas of this at least one aircraft engine)” or “the at least one water separation channel (for this at least one aircraft engine or for separating water from exhaust gas of this at least one aircraft engine)” or “the at least one separating device (this at least a water separation channel)”.
  • the aircraft has a steam supply device which feeds at least one combustion chamber of the at least one aircraft engine, in particular its Heat engine, at least temporarily supplies steam or is provided for this purpose, in particular is set up or used.
  • the aircraft has a first steam supply device, which at least temporarily supplies steam to at least one combustion chamber of the first flight drive, in particular its heat engine, and at least one further steam supply device, which supplies at least one combustion chamber of the further flight drive, in particular its heat engine. supplies steam at least temporarily, the first and further steam supply devices are provided for this purpose, in particular set up or used for this purpose.
  • first and further steam supply devices are provided for this purpose, in particular set up or used for this purpose.
  • this steam supply device is connected to the heat exchanger, which at least temporarily generates the steam.
  • waste heat can be used advantageously and the operation, in particular the efficiency, of the aircraft can thereby be improved.
  • the aircraft has at least one (first or additional) steam turbine, which is arranged in one embodiment between the (first or additional) heat exchanger and the (first or additional) steam supply device, which at least temporarily feeds its useful output into a compressor or at least one compressor of the (first or further) aircraft drive, in particular its heat engine, drives or is provided for this purpose, in particular is equipped or used.
  • an axis of rotation of the steam turbine and/or an axis of rotation of the compressor driven by it is separated from an axis of rotation, in particular (main) machine axis, of the aircraft engine, in particular its heat engine, in one embodiment at least a compressor stage and/or at least one turbine stage and/or the air screw, spaced apart, in one embodiment offset parallel thereto or against this, in one embodiment skew, inclined.
  • the coupling of the steam turbine and compressor can be improved, in particular simplified in terms of design, and/or the compressor can be implemented with larger rotor blades, thereby improving its efficiency.
  • the power of the steam turbine is or will be mechanically coupled into a shaft of a high-pressure compressor or a high-pressure shaft.
  • At least one seal is arranged between the flight engine and the heat exchanger.
  • the independent handling of the flight engine and the heat exchanger can be improved.
  • the heat exchanger has one or more heat exchangers arranged concentrically to one or the axis of rotation, in particular the (main) machine axis, of the aircraft engine and/or as a tube bundle and/or cross-flow and/or counter-flow heat exchanger, in particular cross-counter-flow heat exchangers.
  • Heat exchangers formed heat exchanger sections, in one embodiment, heat exchanger modules, with two or more of the heat exchanger sections or modules having different diameters in one embodiment.
  • the efficiency Efficiency can be improved, the assembly, maintenance and / or weight distribution can be improved in one embodiment by training with multiple heat exchanger sections or modules.
  • the aircraft has at least one condenser, which at least temporarily cools down exhaust gas from the aircraft engine, in particular from its heat engine, or is provided for this purpose, in particular is set up or used, and, in one embodiment, between the heat exchanger and the water separation duct is arranged in a bypass duct of the aircraft drive.
  • water separation in the water separation channel can be improved.
  • this condenser has one or more condenser sections arranged concentrically to one or the axis of rotation, in particular (main) machine axis, of the aircraft drive and/or designed as plate and/or cross and/or counterflow heat exchangers.
  • the aircraft has at least one collecting duct, which in one embodiment encompasses the condenser, which collects at least temporarily cooled exhaust gas, in particular exhaust gas cooled by the condenser, and in one embodiment leads in the direction of the water separation duct, or is provided for this purpose, is set up or used in particular.
  • water separation in the water separation channel can be improved.
  • the condenser is arranged in a bypass duct, in particular a bypass duct, of the aircraft engine and/or the ambient air conveyed by the propeller flows around or through it, or the aircraft is set up for this purpose.
  • condensation can be improved and/or air in the secondary or casing flow duct can be heated, thereby improving the efficiency or thrust of the aircraft drive.
  • the separating device In one embodiment, the separating device
  • At least one in the Was serab separating channel arranged, in one embodiment at least partially grooved or provided with grooves or grooves or grooves, separating plate;
  • At least one swirl generator arranged in the water separation channel, in one embodiment downstream after the separation plate, and fixed in one embodiment;
  • At least one turbine stage arranged in the water separation channel, in one embodiment downstream after the separation plate, and in one embodiment coupled to a generator;
  • the separating device in particular the separating plate, turbine stage, electrostatic separating device, the separating pipe and/or the heat exchanger, has a hydrophilic surface at least in sections.
  • water separation in the water separation channel can be improved.
  • the aircraft - at least one water tank which at least temporarily stores water from the water separation channel or is provided for this purpose, in particular is set up or used, and/or
  • At least one pump which at least temporarily conveys water originating from the water separation channel, in particular from the water separation channel into the water tank or from the water separation channel or the water tank to the heat exchanger, which in one embodiment at least temporarily and/or partially evaporates this or is the pump and/or the heat exchanger are provided for this purpose, in particular set up or used for this purpose, in one embodiment a first pump for pumping water from the water separation channel into the water tank and a further pump for pumping water from the water tank into the heat exchanger.
  • the use of the separated water, in particular steam generation, in particular for supply to a combustion chamber of the aircraft engine, and thereby the operation of the aircraft can be improved.
  • the water tank and/or the pump is/are arranged on, in particular in, the mount or is connected to the wing via the mount.
  • the aircraft has at least one exhaust gas passage, which conducts exhaust gas from the aircraft engine from the heat exchanger and/or to the water separation duct or is provided for this purpose, in particular is set up or used, and the at least one opening in a structural part of the bracket, in particular a pylon structural part, in one embodiment of a wall, in particular an inner wall, of the mount, in particular of the engine pylon, through which the exhaust gas flows at least temporarily or is provided, in particular equipped, or is used for this purpose.
  • the exhaust gas routing can be improved, in particular a flow path and/or flow resistance and/or weight can be reduced, thereby improving the operation, in particular the efficiency, of the aircraft.
  • the aircraft drive is or is attached to the holder in a non-destructive manner via the at least one aircraft drive suspension, in one embodiment it is screwed to it once or several times.
  • the at least one aircraft engine and/or its mount, in particular the engine pylon have (in each case) a one-part or multi-part fairing, in one embodiment at least partially removable and/or at least partially pivotably mounted, or a one-part or multi-part, in
  • the outer housing is at least partially removable and/or at least partially pivotably mounted and/or is arranged on an underside (on the undercarriage side) of the wing.
  • assembly and/or maintenance can be improved and/or load distribution and/or introduction and thereby the operation of the aircraft can be improved.
  • exhaust gas from the at least one aircraft engine is not routed within the wing to which it is attached.
  • a previous structure of the wing can be adopted or the aircraft engine can be combined with different wings.
  • exhaust gas from the at least one aircraft engine is discharged into the environment after it has flowed through the water separation channel below the wing.
  • water is separated in the water separation duct at least temporarily at at least two spaced-apart locations, in particular at at least two spaced-apart locations of the separating device or by at least two spaced-apart separating devices, and/or separated water in the water-separating duct to at least one, in one Execution wall, in particular floor-side or underlying, out outlet, in one embodiment through one or more channels or grooves, and / or discharged at least one or the at least one outlet from the water separation channel.
  • the water separation duct in a further development its at least one separating device, has one or more channels or grooves, which at least temporarily collect water or are provided for this purpose, in particular are set up or used.
  • water separation in the water separation channel can be improved.
  • the weight of the at least one aircraft engine is at least 100 kg, in particular at least 500 kg, and/or the weight of the at least one heat exchanger is at least 1 kg, in particular at least 5 kg, and/or the weight of the at least one separating device is at least 1 kg, in particular at least 5 kg.
  • the or at least one of the pumps mentioned here is an electrically (driven) pump.
  • Figure 1 is a sectional view of part of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
  • Fig. 2 shows the part in a section along the line A-A in Fig. 1;
  • Figure 4 is a partial perspective view of the aircraft.
  • FIG. 5 shows a section through a water ab separating duct of an aircraft according to a further embodiment of the present invention.
  • FIGS. 1, 2 show a part of this aircraft in a longitudinal section (FIG. 1) or a section perpendicular thereto (FIG. 2).
  • the aircraft 5 has several similarly constructed drive systems 1, each with a flight drive in the form of a turbofan engine, which is fastened to a (own) engine pylon 4 in each case.
  • the structure and mode of operation of the drive systems 1 and their arrangement on the respective wing are, at least essentially, identical, so that only one of these drive systems is described below with reference to FIGS. 1, 2.
  • the or each of the propulsion system(s) has a downstream steam generator 30, a condenser (heat exchanger) 32 and a water recovery device with a water separating channel 200 for its flight propulsion.
  • the exhaust gas from a gas turbine of the turbofan engine flows through the steam generator 30 arranged downstream, where energy is extracted from it for generating superheated steam, which is fed back into the process. It then flows through the condenser heat exchanger 32. Ambient air flows through this condenser on the cold side.
  • the exhaust gas then enters the water recovery device, where condensed water is separated from the rest of the exhaust gas flow.
  • the water can be treated and supplied to the steam generator by condensate or feed water pump(s) 49a, 49b. This closes the water cycle.
  • the steam is mixed with the compressed air in the area of a combustion chamber 16 of the gas turbine.
  • the drive system is connected to a wing 50 by a pylon 4 in each case.
  • the turbomachine part 2 is attached to the pylon 4 .
  • Shown is a front suspension 21 on a fan casing and a rear suspension 20 on a turbine outlet casing 19.
  • the thrust is transmitted via shear rods 22 from the inlet casing 12 to the pylon and from there to the wing.
  • the turbomachine part 2 is a 3-shaft machine.
  • a fan 10 which is driven by a low-pressure turbine 18 via a gearbox 11, forms the first shaft together with the low-pressure turbine.
  • a low-pressure compressor (not shown) could also be arranged on this shaft.
  • the second shaft is arranged concentrically to the first. Its main components are a compressor 13 driven by a high-pressure turbine 17 .
  • this shaft In contrast to a conventional engine, there is a third shaft that is not coaxial but arranged next to the core engine.
  • the main components of this shaft are another compressor 14 driven by a steam turbine 15 .
  • the arrangement of the last compressor 14 next to the core engine can be advantageous and also simple to implement, since no mechanical drive from one of the other two shafts is required because the drive is provided by the steam turbine 15 .
  • the air conveyed by the fan 10 is further compressed in the compressors 13 , 14 .
  • the compressed air is then mixed with the exhaust steam from the steam turbine 15 and fed to the combustion chamber 16 to a large extent.
  • a part is also used to cool the combustion chamber and the turbine, in particular the high-pressure turbine 17 .
  • heat is supplied to the working medium by the combustion of fuel.
  • the turbines 17, 18, energy is extracted from the working gas. The power gained is primarily transmitted to the compressor 13 and the fan 10 .
  • the steam generator 30 is arranged downstream of the turbomachine part or aircraft engine 2 .
  • This comprises a feed water preheating section, an evaporation section (between feed water preheating and superheating section) and a superheating section.
  • Each of the three ring-shaped heat exchanger modules shown in FIG. 1 has a preheating section, an evaporation section and a superheating section.
  • one of the heat exchanger modules can also form a feedwater preheating section, another of the heat exchanger modules can form an evaporation section and another of the heat exchanger modules can form an overheating section.
  • the steam generator is designed as a tube bundle heat exchanger in a cross-counterflow arrangement with several passages. It is housed rotationally symmetrically and concentrically to the engine axis or axis of rotation T of the flight engine within the core engine cowling 35 . In particular for better adaptation to the shape of the core engine cowling, the steam generator 30 can consist of several modules with different diameters. It is also attached to the pylon 4 with the suspension(s) 38 .
  • a seal 23 is arranged between the turbomachine part or aircraft engine 2 and the steam generator or heat exchanger 30, which allows a certain relative movement of these assemblies to one another.
  • the individual assemblies can be handled independently.
  • the steam generator on the aircraft can remain when the turbomachinery part is removed from the wing for maintenance and vice versa.
  • the condenser 32 After the exhaust gas has flowed radially through the steam generator 30, it is guided through ribs 31, which are arranged in the bypass channel 37, to the condenser 32, which consists of several modules.
  • the condenser modules are designed as plate heat exchangers in a cross-flow arrangement and are placed concentrically to the engine axis T in the bypass duct 37, in the so-called C-ducts.
  • the outer housing or panels 3 of the C-channels are pivotably mounted on the pylon 4 with hinge-like joints 49 .
  • Fig. 2 the flow in the C-channel in this area is illustrated schematically on the left-hand side. On the right is only the outline of the C-channel in the unfolded state of its fairing.
  • the capacitor modules 32 are arranged in the bypass duct 27 in such a way that on the cold side only part of the air conveyed by the fan 10 flows through the capacitor. The other part flows past it. Both streams are then brought together again and relaxed together in the bypass nozzle 36 to ambient pressure. In a modification that is not shown, all of the air from the bypass duct 37 is routed through the condenser 32 .
  • Exhaust heat is transferred to the air as it flows through, causing its temperature to rise.
  • the higher temperature results in a greater enthalpy gradient for the expansion in the bypass nozzle 36.
  • the evaporation heat to be dissipated is not completely lost, but instead contributes to the increase in thrust.
  • the exhaust gas cools down until the water it contains condenses at least partially and is in liquid form. Thereafter, the exhaust gas is guided through the fins 33 into a collection passage 34 running along the C-channel inner surface.
  • the exhaust gas flows from the collecting duct 34 through the opening 41 in the pylon structural part 40. Downstream of the pylon opening 41 are provided within the pylon structural part 40 or Wasserab separating channel 200 from separating plates 42.
  • the separating plates From the separating plates are flat components that are arranged in the direction of flow. Channels or grooves are provided at the ends of the plates, which collect and drain the liquid water that accumulates on the surface. Further downstream, the exhaust gas passes through an optional final turbine stage 43, lowering its temperature even further, causing even more water to condense. Another advantage of this arrangement is that the size and the pressure losses of the upstream heat exchangers 30, 32 can be reduced.
  • the power of the turbine 43 is fed into a generator 44 .
  • the turbine 43 can be designed in such a way that the outflowing exhaust gas has a swirl. As a result, water droplets are moved radially outwards. The water droplets then settle on the inner surface of the channel and on the surface of separating tubes 45.
  • the channel and the separating pipes are equipped with gutters or grooves for collecting and discharging the water.
  • the centrifuging out of the water droplets can be supported by a swirl generator (not shown).
  • the separating plates 42, the inner surface of the pylon structure 40 and/or the separating pipes 45 can be made of water-attracting or hydrophilic materials or be coated with such materials. These components can also serve as precipitation electrodes for electrostatically assisted water separation or be set up as heat exchangers in a cooling circuit.
  • the outer surface of the pylon and/or the nacelle can be designed as a condenser of the cooling system.
  • the separated water is conducted by the condensate pump 49a through an optionally available water treatment into a water storage tank 48. From there, the water is fed to the steam generator 30 by means of the feed water pump 49b.
  • the water storage tank can be arranged on the aircraft side.
  • Auxiliary devices and devices for steam generation, cooling, water treatment and water storage such as condensate pump, feed water pump, filter, water tank, cooling compressor or the like are not shown in detail in the figures and can be placed directly on the flight engine.
  • the space within the pylon casing 47 and/or within the outlet cone 39 can advantageously be used for this purpose.
  • the propulsion system with aircraft propulsion, heat exchanger and water separation channel can be significantly heavier than a conventional system. Due to the attachment to the bracket 4, this higher weight can advantageously counteract the wing lift and thereby reduce the bending moment at the wing root. Due to the high specific output of the drive train, the turbomachine part can be realized lighter and/or more compact than a conventional drive, as a result of which the center of gravity can be closer to the wing. In addition, one or more of the (additional) components can be located below and/or partially behind the wing torsion center, thereby reducing the torsional moment. As a result, the wing structure weight can be reduced and the additional weight can be at least partially compensated for.
  • FIG. 5 shows a section through a waste water separating channel 200 of an aircraft according to a further embodiment of the present invention, which corresponds to the embodiment explained above except for the differences explained below, so that reference is made to the previous description and only differences are explained below .
  • the turbine stage 43 is replaced by a swirl generator 43'.
  • the separating plates 42 and a part of the inner surface of the water separating channel 200 designed as a collecting electrode 210 for the electrostatically supported water separation are set up as parts of an electrostatic separating device 220 .
  • the separating tubes 45 are set up as heat exchangers of a cooling circuit 130 with a condenser 120 .
  • one or more of the elements 42, 43, 43', 44, 45, 130 and/or 220 can be omitted or combined in a different way than in FIGS. or the cooling circuit 130 can be set up with a different heat exchanger.

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (5) mit wenigstens einem Flügel (50), wenigstens einem Flugantrieb (2) und einer Halterung, insbesondere einem Triebwerkspylon (4), die den Flügel und den Flugantrieb miteinander verbindet, wobei das Luftfahrzeug wenigstens einen Wärmetauscher (30) zum Abkühlen von Abgas des Flugantriebs und/oder wenigstens einen Wasserabscheidekanal (200) mit wenigstens einer Abscheideeinrichtung (42, 43, 43', 45, 210, 220) zum Abscheiden von Wasser aus Abgas des Flugantriebs, insbesondere nach Durchströmen des Wärmetauschers, aufweist, wobei die Abscheideeinrichtung an, insbesondere in, der Halterung angeordnet oder über diese mit dem Flügel verbunden ist und/oder der Flugantrieb über wenigstens eine Flugantrieb-Aufhängung (20, 21) und der Wärmetauscher unabhängig davon über wenigstens eine Wärmetauscher-Aufhängung (38) an der Halterung befestigt ist.

Description

Luftfahrzeug
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit wenigstens einem Flügel, wenigstens einem Flugantrieb und einer Halterung, insbesondere einem Triebwerkspylon, die bzw. der den Flügel und den Flugantrieb miteinander verbindet, sowie Verfahren zum Betreiben, Montieren und/oder Warten des Luftfahrzeugs.
Aus der eigenen WO 2019/223823 Al ist ein Flugzeugantriebssystem mit einem Turbofan-Treibwerk mit nachgeschaltetem Verdampfer und Wasserrückgewinnung bekannt.
Eine Aufgabe einer Ausführung der vorliegenden Erfindung ist es, ein Luftfahrzeug und/oder dessen Betrieb, Montage und/oder Wartung zu verbessern.
Diese Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Ansprüche 11, 12 stellen ein Verfahren zum Betreiben bzw. Montieren und/oder Warten eines hier beschriebenen Luftfahrzeugs unter Schutz. Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung weist ein Luftfahrzeug wenigstens einen Flügel, vorzugsweise wenigstens zwei auf gegenüberliegenden Seiten des Luftfahrzeugs angeordnete (seitliche) Flügel bzw. Tragflächen auf, in einer Ausführung ist es ein Flugzeug.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung weist das Luftfahrzeug wenigstens einen Flugantrieb und eine Halterung, in einer Ausführung einen Triebwerkspylon, auf, die den wenigstens einen Flügel und den wenigstens einen Flugantrieb miteinander verbindet, vorzugsweise an einem oder beiden Flügel(n jeweils) ein oder mehrere Flugantriebe, die jeweils durch eine, insbesondere eigene, Halterung, in einer Ausführung einen (eigenen)Triebwerkspylon, mit dem (jeweiligen) Flügel verbunden sind bzw. werden, in einer Ausführung eine erste Halterung, die einen ersten der Flugantriebe mit einem Flügel verbindet und wenigsten eine weitere Halterung, die einen weiteren der Flugantriebe mit diesem oder einem anderen (der) Flügel verbindet.
In einer Ausführung weisen der bzw. einer oder mehrere der Flugantriebe (jeweils) wenigstens eine Wärmekraftmaschine, in einer Ausführung eine Gasturbine, und/oder wenigstens eine, in einer Ausführung ummantelte und/oder über ein Getriebe mit dieser Wärmekraftmaschine gekoppelte, Luftschraube auf. In einer Ausführung ist der bzw. einer oder mehrere der Flugantrieb(e jeweils) ein Turbofan- oder Turboprop-Flugantrieb bzw. -Triebwerk.
Hierfür ist die vorliegende Erfindung aufgrund der großen Verbreitung und des breiten Einsatzspektrums solcher Flugantriebe besonders geeignet, ohne jedoch hierauf beschränkt zu sein.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung weist das Luftfahrzeug wenigstens einen Wärmetauscher auf, der wenigstens temporär Abgas des wenigstens einen Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, abkühlt, in einer Ausführung hierdurch Dampf erzeugt und/oder überhitzt, bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird, in einer Ausführung einen ersten Wärmetauscher, der wenigstens temporär Abgas des ersten Flugantriebes, insbesondere von dessen Wärmekraftmaschine, abkühlt, und wenigstens einen weiteren Wärmetauscher, der wenigstens temporär Abgas des weiteren Flugantriebes, insbesondere von dessen Wärmekraftmaschine, abkühlt bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird.
Hierdurch kann in einer Ausführung Abwärme vorteilhaft genutzt und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung ist bzw. wird der wenigstens eine Flugantrieb über eine oder mehrere Flugantrieb-Aufhängungen und der wenigstens eine Wärmetauscher (zum Abkühlen von Abgas dieses Flugantriebs) unabhängig davon über eine oder mehrere Wärmetauscher- Aufhängungen an der Halterung (für diesen Flugantrieb) befestigt, in einer Ausführung der erste Flugantrieb über eine oder mehrere Flugantrieb -Aufhängungen und der erste Wärmetauscher unabhängig davon über eine oder mehrere Wärmetauscher- Aufhängungen an der ersten Halterung befestigt und der weitere Flugantrieb über eine oder mehrere Flugantrieb-Aufhängungen und der weitere Wärmetauscher (für diesen Flugantrieb bzw. zum Abkühlen von Abgas dieses Flugantriebs) unabhängig davon über eine oder mehrere Wärmetauscher- Aufhängungen an der weiteren Halterung.
Dadurch können in einer Ausführung Flugantrieb und Wärmetauscher unabhängig voneinander gehandhabt werden, insbesondere der Flugantrieb von der Halterung entfernt werden und der Wärmetauscher an der Halterung verbleiben oder umgekehrt. Dadurch kann in einer Ausführung die Montage und/oder Wartung verbessert werden. Zusätzlich oder alternativ können dadurch in einer Ausführung eine Lastverteilung und/oder -einleitung verbessert und/oder Vibrationen reduziert und dadurch der Betrieb, insbesondere die Lebensdauer, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
Zusätzlich oder alternativ zu dem Aspekt des (unabhängig befestigten) Wärmetauschers weist das Luftfahrzeug nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung wenigstens einen Wasserabscheidekanal mit wenigstens einer Abscheideeinrichtung auf, die wenigstens temporär Wasser, insbesondere kondensiertes Wasser, aus Abgas des wenigstens einen Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, abscheidet, in einer Ausführung nach Durchströmen des Wärmetauschers (für diesen Flugantrieb), bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird. In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug einen ersten Was serab Scheidekanal mit wenigstens einer Abscheideeinrichtung auf, die wenigstens temporär Wasser aus Abgas des ersten Flugantriebes, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, abscheidet, in einer Ausführung nach Durchströmen des ersten Wärmetauschers, und wenigstens einen weiteren Wasserabscheidekanal mit wenigstens einer Abscheideeinrichtung, die wenigstens temporär Wasser aus Abgas des weiteren Flugantriebes, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, abscheidet, in einer Ausführung nach Durchströmen des weiteren Wärmetauschers, bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird. Hierdurch kann in einer Ausführung Wasser aus dem Abgas entfernt und so insbesondere eine Kondensstreifenbildung reduziert und dadurch die Umwelt geschont bzw. ein (umweltfreundlicher) Betrieb des Luftfahrzeugs verbessert werden. Zusätzlich oder alternativ kann hierdurch in einer Ausführung Wasser (rück)gewonnen und im Betrieb des Luftfahrzeugs verwendet werden, insbesondere zu einer nachfolgend erläuterten Dampfzuführung, und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
In einer Ausführung wird das in dem wenigstens einen Wasserabscheidekanal abgeschiedene Wasser wenigstens temporär in dem wenigstens einen Wärmetauscher wenigstens teilweise verdampft, in einer Ausführung überhitzt, und anschließend, in einer Ausführung über eine nachfolgend erläuterte Dampfturbine, wenigstens einem Brennraum des wenigstens einen Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, zugeführt bzw. ist das Luftfahrzeug hierzu eingerichtet. In einer Ausführung wird das in dem ersten Wasserabscheidekanal abgeschiedene Wasser wenigstens temporär in dem ersten Wärmetauscher wenigstens teilweise verdampft, in einer Ausführung überhitzt, und anschließend, in einer Ausführung über eine nachfolgend erläuterte (erste) Dampfturbine, wenigstens einem Brennraum des ersten Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, zugeführt und das in dem weiteren Wasserabscheidekanal abgeschiedene Wasser wenigstens temporär in dem weiteren Wärmetauscher wenigstens teilweise verdampft, in einer Ausführung überhitzt, und anschließend, in einer Ausführung über eine nachfolgend erläuterte (weitere) Dampfturbine, wenigstens einem Brennraum des weiteren Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, zugeführt bzw. ist das Luftfahrzeug hierzu eingerichtet.
Hierdurch kann in einer Ausführung Abwärme besonders vorteilhaft genutzt und der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs besonders stark verbessert werden.
Nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung ist bzw. wird die wenigstens eine Abscheideeinrichtung an, in einer Ausführung in, der Halterung (für den wenigstens einen Flugantrieb) angeordnet oder über die, insbesondere durch die bzw. mittels der, Halterung (für den wenigstens einen Flugantrieb) mit dem Flügel verbunden, in einer Ausführung die wenigstens eine Abscheideeinrichtung des ersten Wasserabscheidekanals an, insbesondere in, der ersten Halterung angeordnet oder über diese erste Halterung mit dem (entsprechenden) Flügel verbunden, die den ersten Flugantrieb mit seinem Flügel verbindet, und die wenigstens eine Abscheideeinrichtung des weiteren Wasserabscheidekanals an, insbesondere in, der weiteren Halterung angeordnet oder über diese weitere Halterung, die den weiteren Flugantrieb mit seinem Flügel verbindet, mit demjenigen bzw. entsprechenden Flügel verbunden.
Hierdurch können in einer Ausführung kurze Wege zwischen Flugantrieb und Abscheideeinrichtung realisiert und dadurch insbesondere Strömungswiederstand und/oder Gewicht reduziert und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden. Zusätzlich oder alternativ kann hierdurch in einer Ausführung eine besonders vorteilhafte Gewichtsverteilung realisiert und dadurch der Betrieb, insbesondere die Manövrierfähigkeit, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
Sofern vorliegend von „dem Flugantrieb“, „dem Wärmetauscher“ bzw. „dem Wasserabscheidekanal“ bzw. „der Abscheideeinrichtung“ die Rede ist, umfasst dies in einer Ausführung „den wenigstens einen Flugantrieb“, „den wenigstens einen Wärmetauscher (für diesen wenigstens einen Flugantrieb bzw. zum Abkühlen von Abgas dieses wenigstens einen Flugantriebs)“ bzw. „den wenigstens einen Wasserabscheidekanal (für diesen wenigstens einen Flugantrieb bzw. zum Abscheiden von Wasser aus Abgas dieses wenigstens einen Flugantriebs)“ bzw. „die wenigstens eine Abscheideeinrichtung (dieses wenigstens einen Wasserabscheidekanals)“. In einer Ausführung gelten die entsprechenden Erläuterungen, insbesondere Merkmale, jeweils für den ersten Flugantrieb bzw. ersten Wärmetauscher und/oder ersten Wasserabscheidekanal für diesen ersten Flugantrieb bzw. dessen Abscheideeinrichtung und/oder für den weiteren Flugantrieb bzw. weiteren Wärmetauscher und/oder weiteren Wasserabscheidekanal für diesen weiteren Flugantrieb bzw. dessen Abscheideeinrichtung.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug eine Dampfzufuhreinrichtung auf, die wenigstens einem Brennraum des wenigstens einen Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, wenigstens temporär Dampf zuführt bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird.
Wie vorstehend erläutert, weist somit das Luftfahrzeug in einer Ausführung eine erste Dampfzufuhreinrichtung, die wenigstens einem Brennraum des ersten Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, wenigstens temporär Dampf zuführt, und wenigstens eine weitere Dampfzufuhreinrichtung, die wenigstens einem Brennraum des weiteren Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, wenigstens temporär Dampf zuführt, auf bzw. sind die erste und weitere Dampfzufuhreinrichtung hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet bzw. werden hierzu verwendet. Im Folgenden wird nicht mehr gesondert auf das Vorhandensein einander entsprechender Merkmale bei erstem und weiteren Flugantrieb, Halterung, Wärmetauscher bzw. erstem und weiteren Wasserabscheidekanal hingewiesen.
Hierdurch kann in einer Ausführung der Wirkungsgrad des Flugantriebs verbessert werden.
In einer Ausführung ist diese Dampfzufuhreinrichtung mit dem Wärmetauscher verbunden, der wenigstens temporär den Dampf erzeugt.
Hierdurch kann in einer Ausführung Abwärme vorteilhaft genutzt und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug wenigstens eine, in einer Ausführung zwischen dem (ersten bzw. weiteren) Wärmetauscher und der (ersten bzw. weiteren) Dampfzufuhreinrichtung angeordnete, (erste bzw. weitere) Dampfturbine auf, die wenigstens temporär ihre Nutzleistung in einen Verdichter einspeist bzw. wenigstens einen Verdichters des (ersten bzw. weiteren) Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, antreibt bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird.
Hierdurch kann in einer Ausführung Abwärme vorteilhaft genutzt und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden. In einer Ausführung ist eine Rotationsachse der Dampfturbine und/oder eine Rotationsachse des durch sie angetriebenen Verdichters, insbesondere eine Welle, die Dampfturbine und Verdichter koppelt, von einer Rotationsachse, insbesondere (Haupt)Maschinenachse, des Flugantriebs, insbesondere seiner Wärmekraftmaschine, in einer Ausführung wenigstens einer Verdichter- und/oder wenigstens einer Turbinenstufe und/oder der Luftschraube, beabstandet, in einer Ausführung parallel zu dieser versetzt oder gegen diese, in einer Ausführung windschief, geneigt.
Dadurch kann in einer Ausführung im Gegensatz zu einer zur Rotations- bzw. (Haupt)Maschinenachse des Flugantriebs konzentrischen Anordnung die Kopplung von Dampfturbine und Verdichter verbessert, insbesondere konstruktiv vereinfacht, und/oder der Verdichter mit größeren Laufschaufeln realisiert und dadurch sein Wirkungsgrad verbessert werden.
In einer Ausführung ist bzw. wird die Leistung der Dampfturbine mechanisch in eine Welle eines Hochdruckverdichters bzw. eine Hochdruckwelle eingekoppelt.
In einer Ausführung ist wenigstens eine Dichtung zwischen dem Flugantrieb und dem Wärmetauscher angeordnet.
Hierdurch kann in einer Ausführung die unabhängige Handhabung von Flugantrieb und Wärmetauscher verbessert werden.
In einer Ausführung weist der Wärmetauscher einen oder mehrere konzentrisch zu einer bzw. der Rotationsachse, insbesondere (Haupt)Maschinenachse, des Flugantriebs angeordnete und/oder als Rohrbündel- und/oder Kreuz- und/oder Gegenstrom-Wärmetauscher, insbesondere also Kreuz-Gegenstrom-Wärmetauscher, ausgebildete Wärmetauscherabschnitte, in einer Ausführung Wärmetauschermodule auf, wobei in einer Ausführung zwei oder mehr der Wärmetauscherabschnitte bzw. -module unterschiedliche Durchmesser aufweisen.
Durch die konzentrische Anordnung und die Ausbildung als Rohrbündel- und/oder Kreuz- und/oder Gegenstrom-Wärmetauscher kann in einer Ausführung der Wir- kungsgrad verbessert werden, durch die Ausbildung mit mehreren Wärmetauscherabschnitten bzw. -modulen kann in einer Ausführung die Montage, Wartung und/oder Gewichtsverteilung verbessert werden.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug wenigstens einen Kondensator auf, der wenigstens temporär Abgas des Flugantriebs, insbesondere von dessen Wärmekraftmaschine, abkühlt bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird, und, der zwischen dem Wärmetauscher und dem Wasserabscheidekanal, in einer Ausführung in einem Nebenstromkanal des Flugantriebs, angeordnet ist.
Hierdurch kann in einer Ausführung eine Wasserabscheidung in dem Wasserabscheidekanal verbessert werden.
In einer Ausführung weist dieser Kondensator einen oder mehrere konzentrisch zu einer bzw. der Rotationsachse, insbesondere (Haupt)Maschinenachse, des Flugantriebs angeordnete und/oder als Platten- und/oder Kreuz- und/oder Gegenstrom-Wärmetauscher ausgebildete Kondensatorabschnitte auf.
Zusätzlich oder alternativ weist das Luftfahrzeug in einer Ausführung wenigstens einen, in einer Ausführung den Kondensator umgreifenden, Sammelkanal auf, der wenigstens temporär abgekühltes Abgas, insbesondere durch den Kondensator abgekühltes Abgas, sammelt und in einer Ausführung in Richtung Wasserabscheidekanal führt, bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird.
Hierdurch kann in einer Ausführung eine Wasserabscheidung in dem Wasserabscheidekanal verbessert werden.
In einer Ausführung ist der Kondensator in einem Neben-, insbesondere Mantelstromkanal des Flugantriebs angeordnet und/oder wird durch von der Luftschraube geförderte Umgebungsluft um- bzw. durchströmt bzw. ist das Luftfahrzeug hierzu eingerichtet. Hierdurch kann in einer Ausführung eine Kondensation verbessert und/oder Luft in dem Neben- bzw. Mantel Stromkanal erwärmt und dadurch der Wirkungsgrad bzw. ein Schub des Flugantriebs verbessert werden.
In einer Ausführung weist die Abscheideeinrichtung
- wenigstens eine in dem Was serab scheidekanal angeordnete, in einer Ausführung wenigstens teilweise gerillte bzw. mit Rinnen bzw. Rillen bzw. Nuten versehene, Abscheideplatte;
- wenigstens einen in dem Wasserabscheidekanal, in einer Ausführung stromabwärts nach der Abscheideplatte, angeordneten, in einer Ausführung feststehenden, Drallerzeuger;
- wenigstens eine in dem Wasserabscheidekanal, in einer Ausführung stromabwärts nach der Abscheideplatte, angeordnete, in einer Ausführung mit einem Generator gekoppelte, Turbinenstufe;
- wenigstens ein in dem Wasserabscheidekanal, in einer Ausführung stromabwärts nach der Turbinenstufe und/oder dem Drallerzeuger, angeordnetes, in einer Ausführung wenigstens teilweise gerilltes bzw. mit Rinnen bzw. Rillen bzw. Nuten versehenes, Abscheiderohr;
- wenigstens eine elektrostatische Abscheidevorrichtung; und/oder
- wenigstens einen wenigstens temporär durch ein in einem Kühlkreislauf zirkuliertes Kühlmittel durchströmten Wärmeübertrager auf.
Zusätzlich oder alternativ weist in einer Ausführung die Abscheideeinrichtung, insbesondere die Abscheideplatte, Turbinenstufe, elektrostatische Abscheidevorrichtung, das Abscheiderohr und/oder der Wärmeübertrager, wenigstens abschnittsweise eine hydrophile Oberfläche auf.
Hierdurch kann in einer Ausführung eine Wasserabscheidung in dem Wasserabscheidekanal verbessert werden.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug - wenigstens einen Wassertank, der wenigstens temporär Wasser aus dem Wasserabscheidekanal speichert bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird, und/oder
- wenigstens eine Pumpe auf, die aus dem Wasserabscheidekanal stammendes Wasser wenigstens temporär fördert, insbesondere aus dem Wasserabscheidekanal in den Wassertank oder aus dem Wasserabscheidekanal oder dem Wassertank zu dem Wärmetauscher, der dieses in einer Ausführung wenigstens temporär und/oder teilweise verdampft, bzw. sind die Pumpe und/oder der Wärmetauscher hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet bzw. werden hierzu verwendet, in einer Ausführung eine erste Pumpe zum Fördern von Wasser aus dem Wasserabscheidekanal in den Wassertank und eine weitere Pumpe zum Fördern von Wasser aus dem Wassertank in den Wärmetauscher.
Hierdurch kann in einer Ausführung die Verwendung des abgeschiedenen Wassers, insbesondere eine Dampferzeugung, insbesondere zur Zuführung zu einem Brennraum des Flugantriebs, und dadurch der Betrieb des Luftfahrzeugs verbessert werden.
In einer Ausführung wird bzw. ist der Wassertank und/oder die Pumpe an, insbesondere in, der Halterung angeordnet oder über diese mit dem Flügel verbunden.
In einer Ausführung weist das Luftfahrzeug wenigstens eine Abgaspassage auf, die Abgas des Flugantriebs von dem Wärmetauscher und/oder zu dem Wasserabscheidekanal leitet bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet ist bzw. verwendet wird, und die wenigstens eine Öffnung in einem Strukturteil der Halterung, insbesondere eine Pylon-Strukturteil, in einer Ausführung einer Wand, insbesondere Innenwand, der Halterung, insbesondere des Triebwerkspylons, aufweist, welche wenigstens temporär von dem Abgas durchströmt wird bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet, ist bzw. verwendet wird.
Hierdurch kann in einer Ausführung die Abgasführung verbessert, insbesondere ein Strömungsweg und/oder -widerstand und/oder Gewicht reduziert, und dadurch der Betrieb, insbesondere die Effizienz, des Luftfahrzeugs verbessert werden. In einer Ausführung wird bzw. ist der Flugantrieb, in einer Weiterbildung über die wenigstens eine Flugantrieb -Aufhängung, zerstörungsfrei lösbar an der Halterung befestigt, in einer Ausführung mit dieser ein- oder mehrfach verschraubt.
Dadurch kann in einer Ausführung die Montage und/oder Wartung verbessert werden.
In einer Ausführung weisen das wenigstens eine Flugtriebwerk und/oder dessen Halterung, insbesondere Triebwerkspylon, (jeweils) eine ein- oder mehrteilige, in einer Ausführung wenigstens teilweise abnehmbare und/oder wenigstens teilweise schwenkbar gelagerte, Verkleidung bzw. ein ein- oder mehrteiliges, in einer Ausführung wenigstens teilweise abnehmbares und/oder wenigstens teilweise schwenkbar gelagertes, Außengehäuse auf und/oder sind auf einer (fahrwerkseitigen) Unterseite des Flügels angeordnet.
Hierdurch kann in einer Ausführung die Montage und/oder Wartung verbessert und/oder eine Lastverteilung und/oder -einleitung und dadurch der Betrieb des Luftfahrzeugs verbessert werden.
In einer Ausführung wird Abgas von dem wenigstens einen Flugtriebwerk nicht in dem Flügel geführt, an dem es befestigt ist bzw. wird.
Dadurch kann in einer Ausführung eine bisherige Struktur des Flügels übernommen bzw. das Flugtriebwerk mit verschiedenen Flügeln kombiniert werden.
In einer Ausführung wird Abgas von dem wenigstens einen Flugtriebwerk nach Durchströmen des Wasserabscheidekanals unterhalb des Flügels in die Umgebung angeführt.
Dadurch kann in einer Ausführung eine bisherige Struktur des Flügels und/oder eines Rumpfes des Luftfahrzeugs übernommen werden. In einer Ausführung wird in dem Wasserabscheidekanal wenigstens temporär an wenigstens zwei voneinander beabstandeten Stellen, insbesondere an wenigstens zwei voneinander beabstandeten Stellen der Abscheideeinrichtung bzw. durch wenigstens zwei voneinander beabstandete Abscheideeinrichtungen, Wasser abgeschieden und/oder abgeschiedenes Wasser in dem Wasserabscheidekanal zu wenigstens einem, in einer Ausführung wand-, insbesondere bodenseitigen bzw. untenliegenden, Auslass geführt, in einer Ausführung durch eine oder mehrere Rinnen bzw. Rillen, und/oder an wenigstens einem bzw. dem wenigstens einen Auslass aus dem Wasserabscheidekanal abgeführt. In einer Ausführung weist der Wasserabscheidekanal, in einer Weiterbildung seine wenigstens eine Abscheideeinrichtung, eine oder mehrere Rinnen bzw. Rillen auf, die wenigstens temporär Wasser sammeln bzw. hierzu vorgesehen, insbesondere eingerichtet sind bzw. verwendet werden.
Hierdurch kann in einer Ausführung eine Wasserabscheidung in dem Wasserabscheidekanal verbessert werden.
In einer Ausführung beträgt ein Gewicht des wenigstens einen Flugtriebwerks wenigstens 100 kg, insbesondere wenigstens 500 kg, und/oder ein Gewicht des wenigstens einen Wärmetauschers wenigstens 1 kg, insbesondere wenigstens 5 kg, und/oder ein Gewicht der wenigstens einen Abscheideeinrichtung wenigstens 1 kg, insbesondere wenigstens 5 kg. In einer Ausführung ist die bzw. wenigstens eine der hier genannten Pumpen eine elektrisch( angetrieben)e Pumpe.
Weitere vorteilhafte Weiterbildungen der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungen. Hierzu zeigt, teilweise schematisiert:
Fig. 1 einen Teil eines Luftfahrzeugs nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung in einem Schnitt;
Fig. 2 den Teil in einem Schnitt längs der Linie A-A in Fig. 1;
Fig. 3 einen perspektivischen Teilschnitt des Luftfahrzeugs; Fig. 4 eine perspektivische Teilansicht des Luftfahrzeugs; und
Fig. 5 einen Schnitt durch einen Was serab Scheidekanal eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung.
Fig. 3, 4 zeigen in einem perspektivischen Teilschnitt von schräg vorne oben bzw. einer perspektivische Teilansicht von schräg hinten unten ein Luftfahrzeug 5 nach einer Ausführung der vorliegenden Erfindung, Fig. 1, 2 einen Teil dieses Luftfahrzeugs in einem Längsschnitt (Fig. 1) bzw. einen hierzu senkrechten Schnitt (Fig. 2).
Das Luftfahrzeug 5 weist mehrere gleichartig aufgebaute Antriebssysteme 1 mit je einem Flugantrieb in Form eines Turbofantriebwerks auf, der bzw. das jeweils an einem (eigenen) Triebwerkspylon 4 befestigt ist. Aufbau und Wirkungsweise der Antriebssysteme 1 bzw. deren Anordnung am jeweiligen Flügel sind, wenigstens im Wesentlichen, identisch, so dass nachfolgend nur eines dieser Antriebs Systeme mit Bezug auf Fig. 1, 2 beschrieben wird.
Das bzw. jedes der Antriebssystem(e) weist für seinen Flugantrieb jeweils einen nachgeschalteten Dampferzeuger 30, einem Kondensator(wärmetauscher) 32 und eine Wasserrückgewinnvorrichtung mit einem Was serab scheidekanal 200 auf. Das Abgas einer Gasturbine des Turbofantriebwerks durchströmt den stromabwärts angeordneten Dampferzeuger 30, dort wird ihm Energie zur Erzeugung von überhitztem Dampf entzogen, welcher dem Prozess wieder zugeführt wird. Anschließend durchströmt es den Kondensatorwärmetauscher 32. Dieser Kondensator wird kaltseitig von Umgebungsluft durchströmt. Anschließend gelangt das Abgas in die Wasserrückgewinnvorrichtung, wo auskondensiertes Wasser vom Rest des Abgasstromes getrennt wird. Das Wasser kann aufbereitet und durch Kondensat- bzw. Speisewas- serpumpe(n) 49a, 49b dem Dampferzeuger zugeführt werden. Damit ist der Wasserkreislauf geschlossen. Der Dampf wird im Bereich einer Brennkammer 16 der Gasturbine der verdichteten Luft zugemischt. Durch die Nutzung der Abgasenergie und die Reduzierung des triebwerksinternen Leistungsbedarfs ergibt sich ein sehr effektiver Kreisprozess mit sehr hoher, auf den Massedurchsatz bezogener, spezifischer Leistung.
Das Antriebs system ist jeweils durch einen Pylon 4 mit einem Flügel 50 verbunden. Der Turbomaschinenteil 2 ist am Pylon 4 befestigt. Dargestellt ist eine vordere Aufhängung 21 an einem Fan-Gehäuse und eine hintere Aufhängung 20 an einem Turbinenaustrittsgehäuse 19. Der Schub wird über Schublenker 22 vom Einlaufgehäuse 12 auf den Pylon und von dort zum Flügel übertragen.
Der Turbomaschinenteil 2 ist im Ausführungsbeispiel eine 3-Wellen- Maschine. Ein Fan 10, der über ein Getriebe 11 von einer Niederdruckturbine 18 angetrieben wird, bildet zusammen mit der Niederdruckturbine die erste Welle. Optional könnte auf dieser Welle zusätzlich ein Niederdruckverdichter (nicht dargestellt) angeordnet sein.
Die zweite Welle ist konzentrisch zur ersten angeordnet. Ihre Hauptkomponenten sind ein Verdichter 13, der von einer Hochdruckturbine 17 angetrieben wird.
Im Unterschied zu einem konventionellen Triebwerk ist hier eine dritte Welle vorhanden, die nicht koaxial, sondern neben dem Kemtriebwerk angeordnet ist. Die Hauptkomponenten dieser Welle sind ein weiterer Verdichter 14, der von einer Dampfturbine 15 angetrieben wird.
Der hier angewendete Prozess mit Dampfzufuhr durch eine Dampfzufuhreinrichtung 110 ergibt eine sehr hohe spezifische Leistung und damit einen geringen Luftmassestrom für die Verdichter.
Bei koaxialer Anordnung würden sich dann sehr kleine radial Schaufelabmessungen und damit verbunden große Spaltverluste ergeben, speziell im Endbereich der Verdichtung. Insbesondere aus diesem Grund kann die Anordnung des letzten Verdichters 14 neben dem Kemtriebwerk vorteilhaft und zudem einfach zu realisieren sein, da kein mechanischer Antrieb von einer der beiden anderen Wellen erforderlich ist, weil der Antrieb durch die Dampfturbine 15 erfolgt. Die vom Fan 10 geförderte Luft wird in den Verdichtern 13, 14 weiter verdichtet. Danach wird die verdichtete Luft mit dem Abdampf der Dampfturbine 15 vermischt und zu einem großen Teil der Brennkammer 16 zugeführt. Ein Teil wird auch zu Kühlung der Brennkammer und der Turbine, insbesondere der Hochdruckturbine 17, verwendet. In der Brennkammer 16 wird dem Arbeitsmedium, durch die Verbrennung von Kraftstoff Wärme zugeführt. In den Turbinen 17, 18 wird dem Arbeitsgas Energie entzogen. Die gewonnene Leistung wird primär auf den Verdichter 13 und den Fan 10 übertragen.
Stromabwärts vom Turbomaschinenteil bzw. Flugtriebwerk 2 ist der Dampferzeuger 30 angeordnet. Dieser umfasst einen Spei sewasser- Vorheizabschnitt, einen Verdampfungsabschnitt (zwischen Spei sewasser- Vorheiz- und Überhitzungsabschnitt) und einen Überhitzungsabschnitt. Dabei weist jeder der drei in Fig. 1 gezeigten ringförmigen Wärmetauschermodule jeweils einen Vorheiz-, Verdampfungs- und Überhitzungsabschnitt auf. Alternativ kann auch eines der Wärmetauschermodule einen Speisewasser-Vorheizabschnitt, ein weiteres der Wärmetauschermodule einen Verdampfungsabschnitt und ein weiteres der Wärmetauschermodule einen Überhitzungsabschnitt bilden.
Der Dampferzeuger ist als Rohrbündelwärmetauscher in Kreuz-Gegenstrom-Anordnung mit mehreren Passagen ausgeführt. Er ist rotationssymmetrisch und konzentrisch zur Triebwerks- bzw. Rotationsachse T des Flugantriebs innerhalb der Kerntriebwerksverkleidung 35 untergebracht. Insbesondere zur besseren Anpassung an die Form der Kerntriebwerksverkleidung kann der Dampferzeuger 30 aus mehreren Modulen mit unterschiedlichen Durchmessern bestehen. Er wird mit der bzw. den Aufhängung(en) 38 ebenfalls am Pylon 4 befestigt.
Zwischen dem Turbomaschinenteil bzw. Flugtriebwerk 2 und dem Dampferzeuger bzw. Wärmetauscher 30 ist eine Dichtung 23 angeordnet, welche eine gewisse relative Bewegung dieser Baugruppen zueinander ermöglicht.
Durch diese Anordnung können die einzelnen Baugruppen unabhängig voneinander gehandhabt werden. So kann insbesondere der Dampferzeuger am Luftfahrzeug ver- bleiben, wenn der Turbomaschineteil für Wartungszwecke vom Flügel genommen wird und umgekehrt.
Nachdem das Abgas den Dampferzeuger 30 radial durchströmt hat, wird es durch Rippen 31, die im Nebenstromkanal 37 angeordnet sind, zu dem, aus mehreren Modulen bestehenden, Kondensator 32 geleitet. Die Kondensator-Module sind im Ausführungsbeispiel als Plattenwärmetauscher in Kreuzstrom-Anordnung ausgebildet und konzentrisch zur Triebwerksachse T im Nebenstromkanal 37, in den sogenannten C-Kanälen, platziert. Die Außengehäuse bzw. Verkleidungen 3 der C-Kanäle sind am Pylon 4 mit schamierartigen Gelenken 49 schwenkbar gelagert.
In Fig. 2 ist auf der linken Seite die Strömung im C-Kanal in diesem Bereich schematisch veranschaulicht. Auf der rechten Seite ist nur der Umriss des C-Kanals im aufgeklappten Zustand seiner Verkleidung dargestellt.
Insbesondere aus Fig. 1 ist erkennbar, dass die Kondensatormodule 32 im Nebenstromkanal 27 so angeordnet sind, dass kaltseitig nur ein Teil der vom Fan 10 geförderten Luft durch den Kondensator fließt. Der andere Teil strömt daran vorbei. Beide Ströme werden dann wieder zusammengeführt und gemeinsam in der Nebenstromdüse 36 auf Umgebungsdruck entspannt. In einer nicht dargestellten Abwandlung wird die gesamte Luft aus dem Nebenstromkanal 37 durch den Kondensator 32 geleitet.
Bei der Durchströmung wird Abgaswärme auf die Luft übertragen, wodurch deren Temperatur steigt. Die höhere Temperatur ergibt ein größeres Enthalpiegefälle für die Expansion in der Nebenstromdüse 36. Dadurch ist die abzuführende Verdampfungswärme nicht komplett verloren, sondern trägt zur Schubsteigerung bei. Das Abgas kühlt dabei soweit ab, bis das darin enthaltene Wasser zumindest teilweise kondensiert und in flüssiger Form vorliegt. Danach wird das Abgas durch die Rippen 33 in einen entlang der inneren C-Kanal-Oberfläche verlaufenden Sammelkanal 34 geleitet. Vom Sammelkanal 34 strömt das Abgas durch die Öffnung 41 in dem Pylon-Strukturteil 40. Stromabwärts der Pylon-Öffnung 41 sind innerhalb des Pylon-Strukturteils 40 bzw. Wasserab scheidekanals 200 Ab scheideplatten 42 vorgesehen. Bei den Ab scheideplatten handelt es sich um flächige Bauteile, die in Strömungsrichtung angeordnet sind. An den Plattenenden sind Rinnen bzw. Rillen vorgesehen, die das flüssige Wasser das sich an der Oberfläche anlagert, auffangen und ableiten. Weiter stromabwärts durchströmt das Abgas eine optionale letzte Turbinenstufe 43, wodurch seine Temperatur noch weiter abgesenkt wird, wodurch noch mehr Wasser kondensiert. Ein weiterer Vorteil dieser Anordnung liegt darin, dass die Baugröße und die Druckverluste der stromaufwärts liegenden Wärmetauscher 30, 32 reduziert werden können. Die Leistung der Turbine 43 wird in einen Generator 44 eingespeist. Die Turbine 43 kann so ausgelegt sein, dass das abströmende Abgas einen Drall aufweist. Dadurch werden Wassertropfen radial nach außen bewegt. Die Wassertropfen legen sich dann an der inneren Oberfläche des Kanals und an der Oberfläche von Abscheiderohren 45 an.
Der Kanal und die Abscheiderohre sind wie die Ab scheideplatten 42 mit Rinnen bzw. Rillen zum Auffangen und Ableiten des Wassers ausgestattet. Bei einer Abwandlung ohne die letzte Turbinenstufe 43 kann das Auszentrifugieren der Wassertropfen durch einen Drallerzeuger unterstützt werden (nicht dargestellt).
Zur besseren Ab scheidewirkung können die Ab scheideplatten 42, die Innenoberflä- che der Pylon- Struktur 40 und/oder die Abscheiderohre 45 aus wasseranziehenden bzw. hydrophilen Werkstoffen besten oder mit solchen Werkstoffen beschichtet sein. Diese Bauteile können auch als Niederschlagelektrode für die elektrostatisch unterstützte Wasserabscheidung dienen oder als Wärmeübertrager eines Kühlkreislaufs eingerichtet sein. In diesem Fall kann die Außenoberfläche des Pylons und/oder der Gondel als Kondensator des Kühlsystems ausgebildet sein.
Das abgeschiedene Wasser wird von der Kondensatpumpe 49a durch eine optional vorhandene Wasseraufbereitung in einen Wasserspeichertank 48 geleitet. Von diesem wird das Wasser mittels der Speisewasserpumpe 49b dem Dampferzeuger 30 zugeführt. Der Wasserspeichertank kann luftfahrzeugseitig angeordnet sein. Hilfsgeräte und Einrichtungen für die Dampferzeugung, Kühlung, Wasseraufbereitung und Wasserspeicherung wie Kondensatpumpe, Speisewasserpumpe, Filter, Wassertank, Kühlkompressor oder dergleichen sind in den Figuren nicht im Detail dargestellt und können direkt am Flugantrieb platziert sein. Vorteilhaft kann hierzu der Raum innerhalb der Pylonverkleidung 47 und/oder innerhalb des Austrittskonus 39 verwendet werden.
Das Antriebs system mit Flugantrieb, Wärmetauscher und Wasserabscheidekanal kann gegenüber einem konventionellen System ein deutlich höheres Gewicht aufweisen. Dieses höhere Gewicht kann aufgrund der Befestigung an der Halterung 4 vorteilhaft dem Flügelauftrieb entgegenwirken und dadurch das Biegemoment an der Flügelwurzel reduzieren. Aufgrund der hohen spezifischen Leistung des Antriebtriebs kann der Turbomaschinenteil leichter und/oder kompakter als ein konventioneller Antrieb realisiert werden bzw. sein, wodurch der Schwerpunkt näher am Flügel liegen kann. Zudem können eine oder mehrere der (zusätzlichen) Komponenten unter und/oder teilweise hinter dem Flügel-Torsionsmittelpunkt angeordnet und dadurch das Torsionsmoment verringert werden. Dadurch kann das Flügelstrukturgewicht verringert und das Mehrgewicht, zumindest teilweise, kompensiert werden.
Fig. 5 zeigt einen Schnitt durch einen Was serab Scheidekanal 200 eines Luftfahrzeugs nach einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung, die mit der vorstehend erläuterten Ausführung bis auf die nachfolgend erläuterten Unterschiede übereinstimmt, so dass auf die vorhergehende Beschreibung Bezug genommen und nachfolgend nur Unterschiede erläutert werden.
Bei der Ausführung der Fig. 5 ist die Turbinenstufe 43 durch einen Drallerzeuger 43 ‘ ersetzt.
Zudem sind die Abscheideplatten 42 und ein als Niederschlagelektrode 210 für die elektrostatisch unterstützte Wasserabscheidung ausgebildeter Teil der Innenoberflä- che des Wasserabscheidekanals 200 als Teile einer elektrostatischen Abscheidevorrichtung 220 eingerichtet. Außerdem sind die Abscheiderohre 45 als Wärmeübertrager eines Kühlkreislaufs 130 mit einem Kondensator 120 eingerichtet.
Obwohl in der vorhergehenden Beschreibung exemplarische Ausführungen erläutert wurden, sei darauf hingewiesen, dass eine Vielzahl von Abwandlungen möglich ist. So können insbesondere eine oder mehrere der Elemente 42, 43, 43‘, 44, 45, 130 und/oder 220 entfallen oder in anderer Weise kombiniert sein als in Fig. 1, 5. Zudem kann die elektrostatische Abscheidevorrichtung 220 mit anderen Elektroden und/oder der Kühlkreislauf 130 mit einem anderen Wärmeübertrager eingerichtet sein.
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 mindestens einer exemplarischen Ausführung gegeben, wobei diverse Änderungen, insbesondere 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 Antriebssystem
2 Turbomaschinenteil
3 C-Kanal(-Verkleidung)
4 Pylon
5 Luftfahrzeug
10 Fan
11 Getriebe
12 Einlaufgehäuse
13 Verdichter
14 Verdichter
15 Dampfturbine
16 Brennkammer
17 Hochdruckturbine
18 Niederdruckturbine
19 Turbinenaustrittsgehäuse
20 hintere Triebwerksaufhängung
21 vordere Triebwerksaufhängung
22 Schublenker
23 Dichtung
30 Dampferzeuger (Wärmetauscher)
31 Rippe
32 Kondensator
33 Rippe
34 Sammelkanal
35 Kemtriebwerksverkleidung
36 Nebenstromdüse
37 Nebenstromkanal
38 Dampferzeuger -Aufhängung(en)
39 Austrittskonus
40 Pylon-Strukturteil 41 Pylon(strukturteil)-Öffnung
42 Ab scheideplatte
43 Turbinenstufe
43 ‘ Drallerzeuger
44 Generator
45 Ab scheiderohr
46 Kerntriebwerksdüse
47 Pylon-Verkleidung
48 Wassertank
49a Kondensatpumpe
49b Speisewasserpumpe
50 Flügel
110 Dampfzufuhreinrichtung
120 Kondensator des Kühlkreislaufs
130 Kühlkreislauf
200 Wasserabscheidekanal
210 Niederschlagselektrode
220 elektrostatische Abscheidevorrichtung
T Rotationsachse

Claims

22
Patentansprüche
1. Luftfahrzeug (5) mit wenigstens einem Flügel (50), wenigstens einem Flugantrieb (2) und einer Halterung, insbesondere einem Triebwerkspylon (4), die den Flügel und den Flugantrieb miteinander verbindet, wobei das Luftfahrzeug wenigstens einen Wärmetauscher (30) zum Abkühlen von Abgas des Flugantriebs und/oder wenigstens einen Wasserabscheidekanal (200) mit wenigstens einer Abscheideeinrichtung (42, 43, 43‘, 45, 210, 220) zum Abscheiden von Wasser aus Abgas des Flugantriebs, insbesondere nach Durchströmen des Wärmetauschers, aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die Abscheideeinrichtung an, insbesondere in, der Halterung angeordnet oder über diese mit dem Flügel verbunden ist und/oder der Flugantrieb über wenigstens eine Flugantrieb-Aufhängung (20, 21) und der Wärmetauscher unabhängig davon über wenigstens eine Wärmetauscher- Aufhängung (38) an der Halterung befestigt ist.
2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine, insbesondere mit dem Wärmetauscher verbundene, Dampfzufuhreinrichtung (110) zum Zuführen von Dampf zu wenigstens einem Brennraum (16) des Flugantriebs und/oder durch wenigstens eine, insbesondere zwischen dem Wärmetauscher und der Dampfzufuhreinrichtung angeordnete, Dampfturbine (15), insbesondere zum Antreiben wenigstens eines Verdichters (14) des Flugantriebs.
3. Luftfahrzeug nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass eine Rotationsachse der Dampfturbine (15) und/oder des Verdichters (14) von einer Rotationsachse (T) des Flugantriebs beabstandet ist.
4. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch wenigstens eine Dichtung (23) zwischen dem Flugantrieb und dem Wärmetauscher.
5. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Wärmetauscher einen oder mehrere konzentrisch zu einer Rotationsachse des Flugantriebs angeordnete und/oder als Rohrbündel- und/oder Kreuz- und/oder Gegenstrom-Wärmetauscher ausgebildete Wärmetauscherab- schnitte, insbesondere Wärmetauschermodule und/oder mit unterschiedlichen Durchmessern, aufweist. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch wenigstens einen Kondensator (32) zum Abkühlen von Abgas des Flugantriebs, der zwischen dem Wärmetauscher und dem Wasserabscheidekanal, insbesondere in einem Nebenstromkanal (37) des Flugantriebs, angeordnet ist, insbesondere einen oder mehrere konzentrisch zu einer Rotationsachse des Flugantriebs angeordnete und/oder als Platten- und/oder Kreuz- und/oder Gegenstrom-Wärmetauscher ausgebildete Kondensatorabschnitte aufweist, und/oder durch wenigstens einen, insbesondere den Kondensator umgreifenden, Sammelkanal (34) zum Sammeln von, insbesondere durch den Kondensator, abgekühltem Abgas. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Abscheideeinrichtung wenigstens eine in dem Wasserabscheidekanal angeordnete Ab scheideplatte (42) und/oder wenigstens einen in dem Wasserabscheidekanal, insbesondere stromabwärts nach der Abscheideplatte, angeordneten Drallerzeuger (43 ‘) und/oder wenigstens eine in dem Wasserabscheidekanal, insbesondere stromabwärts nach der Abscheideplatte, angeordnete, insbesondere mit einem Generator (44) gekoppelte, Turbinenstufe (43) und/oder wenigstens ein in dem Wasserabscheidekanal, insbesondere stromabwärts nach der Turbinenstufe und/oder dem Drallerzeuger, angeordnetes Abscheiderohr (45) und/oder wenigstens eine elektrostatische Abscheidevorrich- tung (210, 220) und/oder wenigstens einen durch ein in einem Kühlkreislauf (130) zirkuliertes Kühlmittel durchströmten Wärmeübertrager (45) und/oder wenigstens abschnittsweise eine hydrophile Oberfläche aufweist. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch wenigstens eine Pumpe (49a, 49b) zum Fördern von aus dem Wasserabscheidekanal stammendem Wasser und/oder wenigstens einen Wassertank (48) zum Speichern von Wasser aus dem Wasserabscheidekanal.
9. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch wenigstens eine Abgaspassage zum Leiten von Abgas des Flugantriebs von dem Wärmetauscher und/oder zu dem Wasserabscheidekanal, die wenigstens eine Öffnung (41) in einem Strukturteil (40) der Halterung aufweist.
10. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Flugantrieb wenigstens eine Wärmekraftmaschine, insbesondere Gasturbine, und/oder wenigstens eine, insbesondere ummantelte und/oder über ein Getriebe (11) mit der Wärmekraftmaschine gekoppelte, Luftschraube (10) aufweist.
11. Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens temporär der Wärmetauscher (30) Abgas des Flugantriebs (2) abkühlt und/oder die Abscheideeinrichtung Wasser aus Abgas des Flugantriebs abscheidet.
12. Verfahren zum Montieren und/oder Warten eines Luftfahrzeugs nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Abscheideeinrichtung an, insbesondere in, der Halterung (4) angeordnet oder über diese mit dem Flügel (50) verbunden wird und/oder der Flugantrieb (2) über die wenigstens eine Flugantrieb -Aufhängung (20, 21) und der Wärmetauscher (30) über die wenigstens eine Wärmetauscher- Aufhängung (38) an der Halterung (4) befestigt wird.
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Families Citing this family (62)

* 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
US12187445B2 (en) 2021-03-31 2025-01-07 The Boeing Company Guide systems for installing aircraft structures
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
US12428991B2 (en) * 2022-05-19 2025-09-30 Rtx Corporation Reverse flow hydrogen steam injected turbine engine
US12129774B2 (en) * 2022-05-19 2024-10-29 Rtx Corporation Hydrogen fueled turbine engine pinch point water separator
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
US12523176B2 (en) 2022-06-22 2026-01-13 General Electric Company Gearbox assembly with lubricant extraction volume ratio
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
US11920526B1 (en) * 2022-08-12 2024-03-05 Rtx Corporation Inter-cooled preheat of steam injected turbine engine
FR3139160A1 (fr) * 2022-08-31 2024-03-01 Safran Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique
US12397915B2 (en) * 2022-09-02 2025-08-26 General Electric Company Ice protection systems for aircraft fueled by hydrogen
US11873768B1 (en) 2022-09-16 2024-01-16 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
US11905884B1 (en) 2022-09-16 2024-02-20 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
US11988137B1 (en) * 2023-01-13 2024-05-21 Rtx Corporation Auxiliary boiler system for steam injection cycle engine
US12180893B2 (en) 2023-01-27 2024-12-31 Rtx Corporation Hydrogen steam injected turbine engine with turboexpander heat recovery
US12546250B2 (en) 2023-02-10 2026-02-10 Rtx Corporation Steam turbine bypass for increased water heat absorption capacity steam injected turbine engine
US12163470B2 (en) * 2023-03-06 2024-12-10 Rtx Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US12203392B2 (en) * 2023-03-06 2025-01-21 Rtx Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US12215620B2 (en) * 2023-03-08 2025-02-04 Rtx Corporation Heat exchanger(s) for recovering water and/or heat energy from turbine engine combustion products
US12071890B1 (en) * 2023-03-08 2024-08-27 Rtx Corporation Recovering water and/or heat energy from powerplant 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
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
EP4442977A1 (de) * 2023-03-24 2024-10-09 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine für einen flugantrieb
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
GB202305960D0 (en) * 2023-04-24 2023-06-07 Rolls Royce Plc Cryogenic fuelled aircraft propulsion system
US12312996B2 (en) * 2023-05-02 2025-05-27 Rtx Corporation Aircraft powerplant with steam system and bypass
US12012892B1 (en) * 2023-05-19 2024-06-18 Rtx Corporation Water separator for turbine engine
US20240410313A1 (en) * 2023-06-08 2024-12-12 Raytheon Technologies Corporation Water cooled exhaust duct
US12234770B2 (en) 2023-06-16 2025-02-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with hydrogen fuel system
US12435664B2 (en) 2023-06-16 2025-10-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with water recovery system
US20240426242A1 (en) * 2023-06-23 2024-12-26 Raytheon Technologies Corporation Cryogenic air separation enhanced gas turbine
US12221905B1 (en) * 2023-08-07 2025-02-11 General Electric Company Turbine engine including a steam system
US12270333B2 (en) * 2023-08-28 2025-04-08 Rtx Corporation Partial exhaust gas condensation with inverse Brayton control
US12215623B1 (en) * 2023-08-29 2025-02-04 Rtx Corporation Partial exhaust bottoming cycle
US12163488B1 (en) * 2023-09-07 2024-12-10 Rtx Corporation Selectable inlet for aircraft propulsion system heat exchanger
US12253023B1 (en) * 2023-09-15 2025-03-18 General Electric Company Turbine engine including a gas path component having a hydrophobic coating
US12320293B1 (en) * 2023-11-21 2025-06-03 General Electric Company Turbine engine including a steam system
US12338766B1 (en) * 2023-12-12 2025-06-24 Rtx Corporation Steam injected turbine engine steam generation control
US20250243783A1 (en) * 2024-01-25 2025-07-31 Rtx Corporation Intermediate case for aircraft propulsion system housing
US12253025B1 (en) * 2024-02-27 2025-03-18 General Electric Company De-ice system and apparatus for turbine engines
US12460577B2 (en) * 2024-03-27 2025-11-04 Rtx Corporation AFT gear based engine with heat recovery system
DE202024101747U1 (de) 2024-04-10 2024-05-03 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
DE102024109986A1 (de) * 2024-04-10 2025-10-16 MTU Aero Engines AG Flugzeugantrieb
US12331686B1 (en) * 2024-05-30 2025-06-17 Rtx Corporation Circumferential flow condenser arrangement for an aircraft propulsion system
US20250369392A1 (en) * 2024-05-30 2025-12-04 Rtx Corporation Axial flow tapered condenser arrangement for an aircraft propulsion system
DE102024115935A1 (de) * 2024-06-07 2025-12-11 MTU Aero Engines AG Wärmetauschanordnung
US12510023B1 (en) * 2024-07-01 2025-12-30 Rtx Corporation Fan case mounted evaporator for aircraft turbine engine

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
CA2710280A1 (en) * 2007-12-21 2009-07-09 Green Partners Technology Holdings Gmbh Gas turbine systems and methods employing a vaporizable liquid delivery device
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
US20160237902A1 (en) * 2013-11-05 2016-08-18 Jianmin Zhang Gas turbine inlet air conditioning coil system
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

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