EP4326620A1 - Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems - Google Patents

Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems

Info

Publication number
EP4326620A1
EP4326620A1 EP22719198.8A EP22719198A EP4326620A1 EP 4326620 A1 EP4326620 A1 EP 4326620A1 EP 22719198 A EP22719198 A EP 22719198A EP 4326620 A1 EP4326620 A1 EP 4326620A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
water
reservoir
flight
propulsion system
aircraft
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Withdrawn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
EP22719198.8A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Stephan Bock
Hermann Klingels
Oliver Schmitz
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 EP4326620A1 publication Critical patent/EP4326620A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/608—Aeration, ventilation, dehumidification or moisture removal of closed spaces

Definitions

  • the present invention relates to a method for operating an aircraft propulsion system.
  • the drive unit of such a flight propulsion system can e.g. B. be an axial flow machine, which is functionally divided into compressor, combustion chamber and turbine. Air sucked in is compressed in the compressor, then propellant, 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 can be provided to generate propulsion, which is also driven by the turbine.
  • Such an engine with a fan is also referred to as a ducted power engine.
  • the drive system in question has a water discharger with which, for example in the case of the axial flow machine, water can be separated from the exhaust gas thereof.
  • the present invention is based on the technical problem of specifying an advantageous method for operating a flight propulsion system and an advantageous flight propulsion system for an aircraft. According to the invention, this is achieved with the method according to claim 1 and the drive system according to claim 7 .
  • the drive system has a reservoir for holding water.
  • the water drain is used to dissipated, the z. B. results from the exhaust gas or generally from the operation of the drive unit.
  • the water is not stored in the reservoir for the entire duration of the flight, which could be disadvantageous because of the increasing weight.
  • the aircraft for example a passenger aircraft, is located in a layer of the atmosphere that is critical with regard to cloud formation, no water or at least less water should be released into the environment temporarily, which is why it is temporarily stored in the reservoir.
  • clouds or contrails that would otherwise result is also discussed, for example, as an influencing factor in climate change and is undesirable.
  • the aircraft is later in a less critical atmospheric layer, the water can be discharged from the reservoir to the environment. This reduces the weight and, accordingly, the thrust required to lift the aircraft.
  • the water discharged with the water drain results very generally "from the operation of the drive unit", i.e. it results at least indirectly from its use generating the thrust.
  • the water is removed from de ren exhaust gas, so are separated.
  • the water can also result from the combustion, but in the case of a drive unit with a fuel cell, it can also result from the conversion of the water substance into electricity, with the actual generation of thrust then taking place, for example, via an electric motor.
  • the hydrogen is used directly or indirectly, according to the present subject matter at least part of the resulting water can be temporarily stored and released later, but still in flight.
  • a contrail or cloud formation can be at least prevented according to the invention, which otherwise, e.g. B. the exhaust gas, as a result of condensation in the cold ambient air can erge ben.
  • At least part of the water released into the environment is discharged from the reservoir directly into the environment.
  • "Immediately" means e.g. B. that the water is left in the same state of aggregation, i.e. it does not change state before it is drained.
  • the water is preferably stored in liquid form in the reservoir, with it then being drained off in liquid form, at least in part, in the present variant.
  • the liquid water could also have a
  • Cloud formation can be critical, e.g. because the droplets can be "torn apart” at relatively high flight speeds, so that e.g. B. “microdrops” result.
  • At least part of the water released from the reservoir to the environment is previously converted into gas and fed to a gas channel of the drive unit. In other words, the water becomes the
  • the water vapor introduced into the gas channel e.g. B. be advantageous because of the required Verdi chterarb eit, namely compared to the same amount of air without water vapor require less work.
  • 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 temperature peaks from occurring when the mixing ratios are locally uneven.
  • 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 water is temporarily stored as a function of atmospheric properties detected during the flight.
  • the atmospheric properties can, for example, be recorded continuously or at least at intervals.
  • an optimization can then be carried out, for example, that on the one hand the amount of water temporarily stored in the reservoir is kept as low as possible for reasons of weight, but on the other hand water discharge under critical
  • Atmospheric properties is avoided.
  • a dynamic evaluation is not obligatory, but rather the intermediate storage and delivery can also take place, for example, based on standard atmosphere data (e.g. as a function of an altitude, etc.).
  • on-board sensors of the aircraft can be used to record various environmental parameters, for example flight altitude, relative humidity, external pressure, external temperature, etc.
  • various criteria relating to formation and/or or the persistence of contrails can be used to check whether the Schmidt-Appleman Criterion is met and the formation and/or persistence of contrails can be derived from this.
  • the outside temperature and the outside pressure can be used to check whether a water saturation vapor pressure is being exceeded, and this criterion can be used to decide whether the water is to be stored.
  • the water can be stored at a relative humidity of at least 0.8 from an altitude of 9 km and / or at a relative humidity of at least 0.6 from an altitude of 9.4 km and / or at a relative humidity of at least 0.2 from a flight altitude of at least 9.7 km and/or at a relative humidity of 0 from a flight altitude of at least 10 km.
  • the aircraft is caused to change its altitude if water is temporarily stored in the reservoir or a specific fill level is exceeded during the temporary storage. It can e.g. B. It can happen that the atmospheric properties favor cloud formation at a certain altitude, but are uncritical at another altitude. The caching of the water can bridge the time until this uncritical
  • the drive system has, in addition to the drive unit and the water drain, the reservoir in which water can be temporarily stored during operation.
  • the reservoir is equipped with a controllable drain that is controlled by a control unit.
  • the controllable drain can have one or more controllable valves.
  • the temporarily stored water can be fed to the environment via the outlet, directly in liquid form and/or indirectly by recirculation (in vapor form via the gas channel).
  • the control unit, the z. B. can be provided as a separate module (z. B. microcontroller or ASIC) or integrated into the on-board computer, is set up to cause the drive system to carry out the presently disclosed method rens.
  • the drained water can be temporarily stored in the reservoir (drain closed) or released to the environment (drain open).
  • the reservoir can also be equipped with a controllable inlet, for example, through which the drained water enters the reservoir if it is to be stored temporarily, but alternatively it can also be routed past the reservoir (optional bypass if no intermediate storage is required).
  • the control unit can, for example, also be part of a control loop, with z. B. the level of the reservoir can be included as a controlled variable.
  • the flight propulsion system has sensors for measuring an air parameter, namely a temperature, a pressure and/or a water content of the air.
  • the temperature can be recorded statically and/or as a total temperature, and a static and/or dynamic pressure can also be measured.
  • the evaluation of the recorded data can take place with a separate evaluation unit, but on the other hand it can also be functionally integrated into the control unit.
  • the control unit can initiate intermediate storage, optionally in connection with an initiation of an altitude change.
  • the flight propulsion system has sensors for the optical detection of clouds. For example, this can be a rear-facing camera to detect condensation behind the aircraft.
  • the optical detection of clouds enables an analysis of the current state, for example to control the air parameter-based control or as an alternative.
  • the information obtained from this can serve as an input for the control unit.
  • a preferred embodiment relates to the already discussed “causing the height change”, for which purpose the drive system has a signal generator. If, for example, water is temporarily stored in the reservoir due to critical atmospheric properties, i.e. if the water level rises or if it exceeds a certain threshold, a change in flight altitude can be initiated via the signal transmitter. As described above, this can take place via an external interface or, if integrated into the on-board computer, as an internal process. According to a preferred embodiment, the reservoir has a volume of such a size that the drained water can be received and temporarily stored therein for at least 2 minutes, preferably at least 5 minutes. This can, for example, relate to the amount of water discharged from the drive unit under CrwAe conditions.
  • the volume is therefore preferably dimensioned in such a way that critical atmospheric layers can be “bridged” by intermediate storage, ie flown through and/or “bypassed” with an altitude adjustment.
  • Obtaining the air traffic control clearances required for this can take a few minutes, for example, and critical layers can sometimes also be comparatively thin, for example only a few hundred meters thick.
  • Possible upper limits of the volume or the storage period for which this is designed can be, for example, one hour, half an hour or just a quarter of an hour.
  • the reservoir can, for example, have a volume of at least 2001, more preferably at least 3001 or 5001.
  • Possible upper limits, which should be disclosed independently of the lower limits, can be, for example, at most 60001, 30001 or 15001.
  • one advantage of at least partially draining during the flight can be the limitation of the necessary reservoir size, i.e. the tank itself is also significantly more compact and lighter compared to storage over the entire duration of the flight.
  • the drive unit is a heat engine, in particular an axial flow machine
  • the water discharger is a water separator that discharges the water from its exhaust gas.
  • an exhaust gas treatment device in which the exhaust gas containing water vapor is cooled in the gas duct. With the cooling, at least a partial condensation of the water contained in the exhaust gas can be achieved, which results from the combustion of fossil fuels together with other products (CO2, etc.) or may have previously been introduced into the combustion chamber in vapor form.
  • the exhaust gas treatment device can also have a droplet separator, which then separates the water condensed out by cooling in the exhaust gas duct, for example based on centrifugal force or inertia, for example as a cyclone or swirl separator or by abrupt deflection, etc.
  • the heat engine can have a jacketed current-driven plant, but in general it can also be a turbojet or turboprop engine, for example.
  • the flight propulsion system comes in one
  • Aircraft used which can be manned or unmanned in general.
  • the invention relates to the use of a flight propulsion system in a manner described here.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a flight propulsion system according to the invention
  • FIG. 2 shows an aircraft in a schematic representation.
  • the drive unit 2 can be seen as a schematically indicated aircraft engine; in this example it has a low-pressure compressor 2.1a with a fan, a high-pressure compressor 2.1b, a combustion chamber 2.2, a high-pressure turbine 2.3b and a low-pressure turbine 2.3a. It is a so-called turbofan engine.
  • an exhaust gas 3 from the low-pressure turbine 2.3a enters an exhaust gas duct 4 of the water discharger 20, which in the present case is designed as a water separator.
  • the water 17 contained in the exhaust gas 3 is at least partially condensed and discharged.
  • the water contained in the exhaust gas 3 could, for example, lead to condensation streaks (cirrus clouds), depending on the atmospheric properties.
  • This z. With regard to the greenhouse effect, for example, cloud formation can be prevented with condensation.
  • the condensed water 17 were stored over the entire duration of the flight, this would result in a significant additional weight, which z. B. would be disadvantageous in terms of fuel consumption. Therefore, although a reservoir 24 is provided according to the invention, the drained water 17 is only temporarily stored in it.
  • the reservoir 24 is equipped with a controllable drain 30 comprising first and second controllable valves 70,71.
  • the temporarily stored water can still be released to the environment 29 during the flight, i.e.
  • the temporarily stored water can either be discharged directly, ie in liquid form, into the environment 29 via the controllable valve 71 , or it can be recirculated via the controllable valve 70 . In this case, it is fed to an evaporator 35, where it is brought into vapor form and then fed back to the engine 2, ie its gas channel 5, preferably the combustion chamber 2.2 (compare the introduction to the description in detail).
  • a sensor system 64 for measuring an air parameter 65, a sensor system 63 for the optical detection of clouds 68 and a control unit 60 are also shown schematically.
  • the air parameter 65 can include, for example, a temperature, a pressure and a water content of the air, from which the atmospheric properties can be determined.
  • the sensor system 63 for the optical detection of clouds 68 can include a camera with which the formation of clouds behind the aircraft can be determined.
  • the control unit 60 controls the valves 70 , 71 based on the air parameter 65 of the sensor system 64 and the optical detection of the sensor system 63 . Since the drain 30 includes two valves 70, 71, both the amount of water that is drained directly into the environment and the amount of water that is fed to the gas channel 5 can be controlled.
  • control unit 60 can output a signal 67 via a signal generator 61, which causes the aircraft to change altitude if the reservoir 24 is filled in an atmosphere layer that is critical with regard to cloud formation.
  • 2 shows a schematic representation of an aircraft 40 with two drive units 2.
  • the sensors 63 for optically detecting the clouds 68 can be arranged in a tail part 47 of the fuselage 46, for example.
  • the sensor system 64 for measuring the air parameter 65 can be arranged, for example, on the fuselage 46 or also on the drive unit 2, for example in the inlet in front of the fan 2.1a, in the bypass duct 50 or on the engine nacelle 51.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Flugantriebssystems (1) eines Fluggeräts (40), welches Flugantriebssystem (1) eine Antriebseinheit (2), einen der Antriebseinheit (2) nachgeschalteten Wasserabführer (20), und ein Reservoir (24) zum Aufnehmen von Wasser (17) aufweist, in welchem Verfahren die Antriebseinheit (2) betrieben und mit dem Wasserabführer (20) während eines Fluges des Fluggeräts (40) Wasser (17) ab geführt wird, das aus dem Betrieb der Antriebseinheit (2) resultiert, wobei zumindest ein Teil des abgeführten Wassers (17) dem Reservoir (24) zugeführt wird, und wobei zumindest ein Teil des dem Reservoir (24) zugeführten Wassers (17) noch während des Fluges an die Umgebung (29) abgegeben wird, also in dem Reservoir (24) nur zwischengespeichert wird.

Description

VERFAHREN ZUM BETREIBEN EINES FLUGANTRIEBSSYSTEMS BESCHREIBUNG Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Flugantriebs systems.
Stand der Technik Die Antriebseinheit eines solchen Flugantriebssystems kann z. B. eine axiale Strö mungsmaschine sein, die sich funktional in Verdichter, Brennkammer und Turbine gliedert. Im Verdichter wird angesaugte Luft komprimiert, anschließend wird Treib stoff, 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 mit Fan wird auch als Mantel Stromtriebwerk bezeichnet.
Zusätzlich zu der Antriebseinheit weist das vorliegend in Rede stehende Antriebssys- tem einen Wasserabführer auf, mit dem bspw. im Falle der axialen Strömungsma schine aus deren Abgas Wasser abgeschieden werden kann.
Darstellung der Erfindung
Der vorliegenden Erfindung liegt das technische Problem zugrunde, ein vorteilhaftes Verfahren zum Betreiben eines Flugantriebssystem sowie ein vorteilhaftes Flugan triebssystem für ein Fluggerät anzugeben. Dies wird erfindungsgemäß mit dem Verfahren gemäß Anspruch 1 und dem An triebssystem gemäß Anspruch 7 gelöst. Zusätzlich zu der Antriebseinheit und dem Wasserabscheider weist das Antriebssystem ein Reservoir zum Aufnehmen von Wasser auf. Während des Fluges des Fluggeräts wird mit dem Wasserabführer Was- ser abgeführt, das z. B. aus dem Abgas oder allgemein aus dem Betrieb der Antriebs einheit resultiert. Dabei wird zur Vermeidung oder Verringerung einer Kondensstrei fen- bzw. Wolkenbildung zumindest ein Teil dieses Wassers zeitweilig nicht an die Umgebung abgegeben, sondern dem Reservoir zugeführt. Andererseits wird das Wasser in dem Reservoir aber nicht über die gesamte Flugdauer gespeichert, was wegen des zunehmenden Gewichts nachteilig sein könnte. Stattdessen wird es noch während des Fluges, also in der Luft, an die Umgebung angegeben, z. B. wenn die Atmosphäreneigenschaften hinsichtlich einer Wolkenbildung unkritisch oder weni ger kritisch sind. Bevorzugte Ausführungsformen finden sich in den abhängigen Ansprüchen und der gesamten Offenbarung, wobei in der Darstellung der Merkmale nicht immer im Ein zelnen zwischen Vorrichtungs- und Verfahrens- bzw. Verwendungsaspekten unter schieden wird; jedenfalls implizit ist die Offenbarung hinsichtlich sämtlicher An spruchskategorien zu lesen. Wird bspw. ein für ein bestimmtes Verfahren geeignetes Flugantriebssystem beschrieben, ist dies zugleich als Offenbarung eines entspre chenden Betriebsverfahrens zu verstehen, und umgekehrt. Ebenso sind das Flugan triebssystem betreffende Aspekte stets auch auf ein Fluggerät mit einem solchen Flugantriebssystem zu lesen.
Befindet sich das Fluggerät, bspw. ein Passagierflugzeug, in einer hinsichtlich der Wolkenbildung kritischen Atmosphärenschicht, soll vorübergehend kein Wasser oder zumindest weniger Wasser an die Umgebung abgeben werden, weswegen es im Reservoir zwischengespeichert wird. Eine anderenfalls resultierende Wolken- bzw. Kondensstreifenbildung wird bspw. auch als Einflussgröße beim Klimawandel disku tiert und ist unerwünscht. Befindet sich das Fluggerät später in einer weniger kriti- sehen Atmosphärenschicht, kann das Wasser aus dem Reservoir an die Umgebung abgegeben werden. Dadurch reduziert sich das Gewicht und dementsprechend der für den Auftrieb des Fluggeräts benötigte Schub.
Das mit dem Wasserabführer abgeführte Wasser resultiert ganz allgemein „aus dem Betrieb der Antriebseinheit“, ergibt sich also jedenfalls mittelbar aus deren den Schub erzeugenden Nutzung. Wie eingangs erläutert, kann im Falle einer Verbren- nungskraftmaschine, insbesondere axialen Strömungsmaschine, das Wasser aus de ren Abgas abgeführt, also abgeschieden werden. Im Falle eines Wasserstoffflugzeugs kann das Wasser ebenfalls aus der Verbrennung resultieren, es kann sich bei einer Antriebseinheit mit Brennstoffzelle aber auch aus einer Verstromung des Wasser- Stoffs ergeben, wobei die eigentliche Schuberzeugung dann bspw. über einen Elekt romotor erfolgt. Unabhängig davon, ob der Wasserstoff direkt oder indirekt genutzt wird, kann gemäß dem vorliegenden Gegenstand zumindest ein Teil des resultieren den Wassers zwischengespeichert und erst später, aber noch im Flug abgegeben wer den. Unabhängig vom Ursprung des Wassers kann erfindungsgemäß einer Kondens- streifen- bzw. Wolkenbildung zumindest vorgebeugt werden, die sich ansonsten, z. B. beim Abgas, infolge einer Auskondensation in der kalten Umgebungsluft erge ben kann.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird zumindest ein Teil des an die Um gebung abgegebenen Wassers aus dem Reservoir unmittelbar in die Umgebung abge- führt. „Unmittelbar“ bedeutet z. B., dass das Wasser im gleichen Aggregatszustand belassen wird, also vor dem Ablassen keine Zustandsänderung erfährt. Generell wird das Wasser bevorzugt in flüssiger Form in dem Reservoir gespeichert, wobei es dann bei der vorliegenden Variante zumindest anteilig auch flüssig abgelassen wird. Bei einem Ablassen unter ungünstigen Atmosphäreneigenschaften (das mit dem Zwi- schenspei ehern vermieden wird) könnte auch das flüssige Wasser hinsichtlich einer
Wolkenbildung kritisch sein, bspw. weil bei relativ hohen Fluggeschwindigkeiten die Tropfen „zerrissen“ werden können, sodass z. B. „Mikrotropfen“ resultieren.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform wird zumindest ein Teil des aus dem Reser voir an die Umgebung abgegebenen Wassers zuvor in Gasform gebracht und einem Gaskanal der Antriebseinheit zugeführt. In anderen Worten wird das Wasser der
Umgebung nicht unmittelbar in flüssiger Form, sondern mittelbar über den Gaskanal der dann als Wärmekraftmaschine ausgebildeten Antriebseinheit zugeführt, insbe sondere den Gaskanal einer axialen Strömungsmaschine. Das Wasser wird dazu zu nächst verdampft, wobei die hierfür benötigte Energie z. B. dem Abgas entzogen werden kann, etwa mit einem vom Abgas durchströmten Verdampfer. Damit kann bereits eine gewisse Kühlung des Abgases erreicht werden, was z. B. hinsichtlich der Auskondensation im Wasserabscheider vorteilhaft sein kann.
Unabhängig davon kann der in den Gaskanal eingebrachte Wasserdampf z. B. wegen der erforderlichen Verdi chterarb eit von Vorteil sein, nämlich verglichen mit der glei chen 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 Temperatur spitzen bei lokal ungleichmäßigen Mischungsverhältnissen Vorbeugen kann. Alterna- tiv 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.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform erfolgt das Zwischenspeichern des Was- sers in Abhängigkeit von während des Fluges erfassten Atmosphäreneigenschaften. Die Atmosphäreneigenschaften können bspw. kontinuierlich oder zumindest in In tervallen erfasst werden. Im Zuge einer Auswertung dieser Daten kann dann bspw. eine Optimierung dahingehend erfolgen, dass einerseits die im Reservoir zwischen gespeicherte Wassermenge aus Gewichtsgründen möglichst gering gehalten wird, wobei jedoch andererseits auch soweit möglich eine Wasserabgabe unter kritischen
Atmosphäreneigenschaften vermieden wird. Im Allgemeinen ist eine solche dynami sche Bewertung jedoch nicht obligatorisch, sondern kann das Zwischenspeichern und Abgeben bspw. auch anhand von Normatmosphärendaten erfolgen (z. B. in Abhän gigkeit von einer Höhe etc.). Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung können On-Board-Sensoren des Fluggeräts verwendet werden, um diverse Umweltparameter zu erfassen, bspw. eine Flughöhe, eine relative Luftfeuchtigkeit, ein Aussendruck, eine Aussentemperatur, etc. Anhand dieser Parameter können verschiedene Kriterien bzgl. der Bildung und/oder des Fort bestands von Kondensstreifen geprüft werden. Gemäß einer ausführungsform können diese Parameter verwendet werden, um zu prüfen, ob das Schmidt- Appleman- Kriterium erfüllt ist und davon die Bildung und/oder den Fortbestand von Kondens streifen abzuleiten.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel kann geprüft werden, ob die Aussen- temperatur unter 245 °K, insbesondere unter 237 °K, liegt und in dem Fall dass die- ser Wert unterschritten ist, das Wasser gespeichert werden. In einem weiteren Aus führungsbeispiel kann anhand der Aussentemperatur und dem Aussendruck geprüft werden, ob ein Wasser-Sättigungsdampfdruck überschritten wird und anhand dieses Kriteriums entschieden werden, ob das Wasser gespeichert wird. Gemäß einem wei teren Ausführungsbeispiel kann bei einer relativen Luftfeuchtigkeit von mindestens 0,8 ab einer Flughöhe über 9 km und/oder bei einer relativen Luftfeuchtigkeit von mindestens 0,6 ab einer Flughöhe über 9,4 km und/oder bei einer relativen Luft feuchtigkeit von mindestens 0,2 ab einer Flughöhe von mindestens 9,7 km und/oder bei einer relativen Luftfeuchtigkeit von 0 ab einer Flughöhe von mindestens 10 km das Wasser gespeichert werden. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird das Fluggerät zu einer Höhenände rung veranlasst, wenn Wasser in dem Reservoir zwischengespeichert wird bzw. beim Zwischenspeichern ein bestimmter Füllstand überschritten wird. Es kann z. B. Vor kommen, dass die Atmosphäreneigenschaften auf einer bestimmten Flughöhe die Wolkenbildung begünstigen, auf einer anderen Flughöhe j edoch unkritisch sind. Das Zwischenspeichern des Wassers kann die Zeit überbrücken, bis diese unkritische
Flughöhe erreicht ist. Die „Veranlassung“ zur Höhenänderung kann bspw. über einen Signalgeber erfolgen, etwa über eine Anzeigeeinheit als Information für den Piloten oder auch intern als Eingangssignal für eine teil- oder auch vollautonome Flugfüh rung. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird das Abgeben des zwischengespei cherten Wassers an die Umgebung nach einer Höhenänderung des Fluggeräts veran lasst. Dies kann im Allgemeinen auch eine sich ohnehin ergebende Höhenänderung sein, bevorzugt wurde diese Höhenänderung jedoch zuvor durch ein entsprechendes Signal veranlasst, siehe vorne. Wie eingangs diskutiert, weist das erfmdungsgemäße Antriebssystem zusätzlich zu der Antriebseinheit und dem Wasserabführer das Reservoir auf, in dem im Betrieb Wasser zwischengespeichert werden kann. Das Reservoir ist dabei mit einem steuer baren Ablass ausgestattet, der mit einer Steuereinheit angesteuert wird. Der steuerba- re Ablass kann eines oder mehrere steuerbare Ventile aufweisen. Über den Ablass kann das zwischengespeicherte Wasser der Umgebung zugeführt werden, direkt in flüssiger Form und/oder mittelbar durch Rezirkulation (in Dampfform über den Gas kanal). Die Steuereinheit, die z. B. als gesonderter Baustein (z. B. Microcontroller oder ASIC) vorgesehen oder in den Bordcomputer integriert sein kann, ist dazu ein- gerichtet, das Antriebssystem zur Durchführung des vorliegend offenbarten Verfah rens zu veranlassen.
Durch entsprechende Ansteuerung des Ablasses kann das abgeführte Wasser in dem Reservoir zwischengespeichert (Ablass geschlossen) oder an die Umgebung abgege ben werden (Ablass geöffnet). Zusätzlich kann das Reservoir bspw. auch mit einem steuerbaren Einlass ausgestattet sein, über den das abgeführte Wasser in das Reser voir gelangt, wenn zwischengespeichert werden soll, alternativ aber bspw. auch am Reservoir vorbei geführt werden kann (optionaler Bypass, wenn keine Zwischen speicherung erforderlich). Unabhängig von diesen Details kann die Steuereinheit bspw. auch Teil eines Regelkreises sein, wobei z. B. der Füllstand des Reservoirs als Regelgröße eingehen kann.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugantriebssystem eine Sen sorik zur Messung eines Luftparameters auf, nämlich einer Temperatur, eines Dru ckes und/oder einer Wasserbeladung der Luft. Die Temperatur kann statisch und/oder als Totaltemperatur erfasst werden, ebenso kann ein statischer und/oder dynamischer Druck gemessen werden. Die Auswertung der erfassten Daten kann mit einer gesonderten Auswerteeinheit erfolgen, sie kann aber andererseits auch funktio nal in die Steuereinheit integriert sein. Ist der erfasste Luftparameter hinsichtlich einer Wolkenbildung kritisch (z. B. hohe Wasserbeladung, geringer Druck etc.), ist also bspw. die Eissättigung erreicht, kann die Steuereinheit das Zwischenspeichern veranlassen, optional in Verbindung mit einer Veranlassung zur Höhenänderung. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Flugantriebssystem eine Sen sorik zur optischen Erfassung von Wolken auf. Dies kann bspw. eine nach hinten gerichtete Kamera sein, um eine Kondensation hinter dem Fluggerät zu erkennen.
Die optische Erfassung von Wolken ermöglicht eine Analyse des Istzustandes, etwa zur Kontrolle der Luftparameter-basierten Steuerung oder auch als Alternative dazu. Die daraus gewonnene Information kann jedenfalls als Eingabe für die Steuereinheit dienen.
Eine bevorzugte Ausführungsform betrifft die bereits diskutierte „Veranlassung zur Höhenänderung“, wozu das Antriebssystem einen Signalgeber aufweist. Wird bspw. aufgrund kritischer Atmosphäreneigenschaften in dem Reservoir Wasser zwischen gespeichert, steigt also der Wasserstand an oder überschreitet er eine gewisse Schwelle, kann über den Signalgeber eine Änderung der Flughöhe initialisiert wer den. Dies kann, wie vorstehend geschildert, über eine externe Schnittstelle oder bei einer Integration in den Bordcomputer auch als rechnerintemer Vorgang ablaufen. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform hat das Reservoir ein Volumen solcher Größe, dass darin über mindestens 2 Minuten, vorzugsweise mindestens 5 Minuten, das abgeführte Wasser aufgenommen und zwischengespeichert werden kann. Dies kann sich bspw. auf die von der Antriebseinheit unter CrwAe-Bedingung abgeführte Wassermenge beziehen. Das Volumen ist also bevorzugt derart bemessen, dass kriti- sehe Atmosphärenschichten durch Zwischenspeichern „überbrückt“, also durchflo gen und/oder mit einer Höhenanpassung „umgangen“ werden können. Die Einholung dafür notwendiger Flugsicherungsfreigaben kann bspw. einige Minuten in Anspruch nehmen, und kritische Schichten können mitunter auch vergleichsweise dünn sein, bspw. nur eine Dicke von wenigen Hundert Metern haben. Mögliche Obergrenzen des Volumens bzw. der Speicherdauer, für welche dieses ausgelegt ist, können bspw. bei einer Stunde, einer halben Stunde oder auch nur einer Viertelstunde liegen.
In absoluten Werten kann das Reservoir bspw. ein Volumen von mindestens 2001 haben, weiter und besonders bevorzugt mindestens 3001 oder 5001. Mögliche Ober grenzen, die von den Untergrenzen unabhängig offenbart sein sollen, können bspw. bei höchstens 60001, 30001 oder 15001 liegen. Auch unabhängig vom absoluten Wert im Einzelnen kann ein Vorteil des zumindest anteiligen Ablassens noch wäh rend des Flugs in der Limitierung der notwendigen Reservoirgröße liegen, ist also auch der Tank an sich verglichen mit einer Speicherung über die gesamte Flugdauer deutlich kompakter und leichter. Wie bereits erwähnt, ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform die Antriebsein heit eine Wärmekraftmaschine, insbesondere eine axiale Strömungsmaschine, und ist der Wasserabführer ein Wasserabscheider, der das Wasser aus ihrem Abgas abführt. Dazu kann ferner eine Abgasbehandlungsvorrichtung vorgesehen sein, in deren Ab gaskanal das wasserdampfhaltige Abgas abgekühlt wird. Mit dem Abkühlen kann zumindest eine teilweise Auskondensation des im Abgas enthaltenen Wassers er reicht werden, das bei der Verbrennung fossiler Kraftstoffe gemeinsam mit weiteren Produkten (C02, etc.) resultieren bzw. zuvor auch gezielt in Dampfform in die Brennkammer eingebracht worden sein kann. Die Abgasbehandlungsvorrichtung kann ferner einen Tropfenabscheider aufweisen, der das durch Abkühlung im Ab gaskanal auskondensierte Wasser dann bspw. fliehkraft- oder trägheitsbasiert ab scheidet, etwa als Zyklon- bzw. Drallabscheider oder durch schroffe Umlenkung etc. Im Einzelnen kann die Wärmekraftmaschine insbesondere ein Mantel stromtrieb- werk, im Allgemeinen aber bspw. auch ein Turbojet- oder Turboproptriebwerk sein. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform kommt das Flugantriebssystem in einem
Fluggerät zum Einsatz, das bemannt oder im Allgemeinen auch unbemannt sein kann.
Ferner betrifft die Erfindung die Verwendung eines Flugantriebssystems in einer vorliegend geschilderten Weise.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels 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 ein erfmdungsgemäßes Flugantriebssystem in schematischer Darstel lung;
Figur 2 ein Fluggerät in schematischer Darstellung.
Bevorzugte Ausführung der Erfindung Figur 1 zeigt ein erfmdungsgemäßes Flugantriebssystem 1, welches eine Antriebs einheit 2, einen der Antriebseinheit 2 nachgeschalteten Wasserabführer 20 und ein Reservoir 24 aufweist. Die Antriebseinheit 2 ist als schematisch angedeutetes Flug triebwerk zu erkennen, sie weist in diesem Beispiel einen Niederdruckverdichter 2.1a mit Fan, einen Hochdruckverdichter 2. lb, eine Brennkammer 2.2, eine Hochdruck- turbine 2.3b und eine Niederdruckturbine 2.3a auf. Es handelt sich um ein sogenann tes Mantelstromtriebwerk. Von der Niederdruckturbine 2.3a gelangt im Betrieb ein Abgas 3 in einen Abgaskanal 4 des Wasserabführers 20, der vorliegend als Wasser abscheider ausgelegt ist. Dort wird das in dem Abgas 3 enthaltene Wasser 17 zumindest anteilig auskonden siert und abgeführt. Ohne diese Auskondensation könnte das im Abgas 3 enthaltene Wasser in Abhängigkeit von den Atmosphäreneigenschaften bspw. zu Kondensstrei fen führen (Cirruswolken). Dieser z. B. hinsichtlich des Treibhauseffekts nachteili gen Wolkenbildung kann mit der Auskondensation vorgebeugt werden. Würde das auskondensierte Wasser 17 jedoch über die gesamte Flugdauer gespeichert werden, würde dies ein erhebliches Zusatzgewicht ergeben, was z. B. hinsichtlich des Treib stoffverbrauchs nachteilig wäre. Deshalb ist erfindungsgemäß zwar ein Reservoir 24 vorgesehen, wird das abgeführte Wasser 17 in diesem aber nur zwischengespeichert. Das Reservoir 24 ist mit einem steuerbaren Ablass 30 ausgestattet, der ein erstes und ein zweites steuerbares Ventil 70, 71 umfasst. Über den steuerbaren Ablass 30 kann das zwischengespeicherte Wasser noch während des Fluges, also noch in der Luft, an die Umgebung 29 abgegeben werden, wenn die Atmosphäreneigenschaften hinsicht- lieh einer Wolkenbildung weniger kritisch sind. Dabei kann das zwischengespeicher te Wasser über das steuerbare Ventil 71 entweder unmittelbar, also in flüssiger Form in die Umgebung 29 abgelassen werden, oder es kann über das steuerbare Ventil 70 rezirkuliert werden. In diesem Fall wird es einem Verdampfer 35 zugeführt, dort in Dampfform gebracht und dann wieder dem Triebwerk 2 zugeführt, also dessen Gas kanal 5, vorzugsweise der Brennkammer 2.2 (vergleiche die Beschreibungseinleitung im Detail).
Schematisch sind ferner eine Sensorik 64 zur Messung eines Luftparameters 65, eine Sensorik 63 zur optischen Erfassung von Wolken 68 und eine Steuereinheit 60 dar gestellt. Der Luftparameter 65 kann bspw. eine Temperatur, einen Druck und eine Wasserbeladung der Luft umfassen, daraus können die Atmosphäreneigenschaften bestimmt werden. Die Sensorik 63 zur optischen Erfassung von Wolken 68 kann eine Kamera umfassen, mit der die Wolkenbildung hinter dem Fluggerät bestimmt wer- den kann.
Mit der Steuereinheit 60 werden die Ventile 70, 71 anhand des Luftparameters 65 der Sensorik 64 und der optischen Erfassung der Sensorik 63 angesteuert. Da der Ablass 30 zwei Ventile 70, 71 umfasst, kann sowohl die unmittelbar in die Umgebung abge- lassene als auch die dem Gaskanal 5 zugeführte Wassermenge gesteuert werden.
Ferner kann die Steuereinheit 60 über einen Signalgeber 61 ein Signal 67 ausgeben, welches das Fluggerät zu einer Höhenänderung veranlasst, wenn das Reservoir 24 in einer hinsichtlich der Wolkenbildung kritischen Atmosphärenschicht gefüllt wird. Fig. 2 zeigt in schematischer Darstellung ein Fluggerät 40 mit zwei Antriebseinhei ten 2. Die Sensorik 63 zur optischen Erfassung der Wolken 68 kann bspw. in einem Heckteil 47 des Rumpfes 46 angeordnet sein. Die Sensorik 64 zur Messung des Luftparameters 65 kann bspw. am Rumpf 46 bzw. auch an der Antriebseinheit 2, etwa im Einlauf vor dem Fan 2.1a, im Nebenstromkanal 50 oder an der Triebwerks- gondel 51 angeordnet sein. BEZUGSZEICHENLISTE
Flugantriebssystem 1
Antriebseinheit 2
F an und Ni ederdruckverdi chter 2.1a Hochdruckverdichter 2.1b
Brennkammer 2.2
Hochdruckturbine 2.3b
Niederdruckturbine 2.3a
Gaskanal (der Antriebseinheit) 5 Abgas 3
Abgaskanal (des Wasserabführers) 4
Wasser 17
Wasserabführer 20
Umgebung 29 Ablass 30
Verdampfer 35
Fluggerät 40
Rumpf eines Fluggeräts 46
Heckteil des Rumpfes eines Fluggeräts 47 Nebenstromkanal 50
Triebwerksgondel 51
Steuereinheit 60
Signalgeber 61
Sensorik zur optischen Erfassung von Wolken 63 Sensorik zur Messung von Luftparametern 64
Luftparameter 65
Signal vom Signalgeber 67
Wolken 68
Ventil (Rezirkulation in den Gaskanal) 70 Ventil (unmittelbares Ablassen in die Umgebung) 71

Claims

ANSPRÜCHE
1 Verfahren zum Betreiben eines Flugantriebssystems (1) eines Fluggeräts (40), welches Flugantriebssystem (1) eine Antriebseinheit (2), einen der Antriebseinheit (2) nachgeschalteten Wasserabführer (20), und ein Reservoir (24) zum Aufnehmen von Wasser (17) aufweist, in welchem Verfahren die Antriebseinheit (2) betrieben und mit dem Wasserabführer (20) während eines Fluges des Fluggeräts (40) Wasser (17) abgeführt wird, das aus dem Betrieb der Antriebseinheit (2) resultiert, wobei zumindest ein Teil des ab geführten Wassers (17) dem Reservoir (24) zugeführt wird, und wobei zumindest ein Teil des dem Reservoir (24) zugeführten Wassers (17) noch während des Fluges an die Umgebung (29) abgegeben wird, also in dem Reservoir (24) nur zwischengespeichert wird.
2 Verfahren nach Anspruch 1, bei dem zumindest ein Teil des an die Umgebung (29) abgegebenen Wassers (17) aus dem Reservoir (24) unmittelbar in flüssiger Form in die Umgebung (29) abgelassen wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem zumindest ein Teil des an die Umgebung (29) abgegebenen Wassers (17) in Gasform gebracht wird und einem Gaskanal (5) der Antriebseinheit (2) zugeführt wird.
4. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem das Zwischenspeichern des Wassers (17) in Abhängigkeit von während des Fluges erfassten Atmosphäreneigenschaften erfolgt.
5. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem, wenn zumindest der Teil des abgeführten Wassers (17) dem Reservoir (24) zugeführt und zwischengespeichert wird, das Fluggerät (40) zu einer Höhenänderung veranlasst wird.
6. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei dem das Abgeben des zwischengespeicherten Wassers (17) an die Umgebung (29) nach einer
Höhenänderung des Fluggeräts (40) erfolgt.
7. Flugantriebssystem (1) für ein Fluggerät (40) mit einer Antriebseinheit (2), einem der Antriebseinheit (2) nachgeschalteten Wasserabführer (20) zum
Abführen von aus einem Betrieb der Antriebseinheit (2) resultierendem Wasser (17), einem Reservoir (24) zum Aufnehmen von zumindest einem Teil des mit dem Wasserabführer (20) abgeführten Wassers (17), einem steuerbaren Ablass (30), über den zumindest ein Teil des dem
Reservoir zugeführten Wassers an die Umgebung (29) abgegeben werden kann, und einer Steuereinheit (60) zum Ansteuern des Ablasses (30), wobei die Steuereinheit (60) dazu eingerichtet ist, das Flugantriebssystem (1) zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der vorstehenden Ansprüche zu veranlassen.
8. Flugantriebssystem (1) nach Anspruch 7 mit einer Sensorik (64) zur Messung eines Luftparameters (65), welcher Luftparameter (65) zumindest eines von einer Temperatur, einem Druck und einer Wasserbeladung der Luft umfasst.
9. Flugantriebssystem (1) nach Anspruch 7 oder 8 mit einer Sensorik (63) zur optischen Erfassung von Wolken (68).
10. Flugantriebssystem (1) nach einem der Ansprüche 7 bis 9, mit einem Signal geber (61), wobei die Steuereinheit (60) dazu eingerichtet ist, über den Sig- nalgeber (61) ein Signal (67) auszugeben, welches das Fluggerät (40) zu einer Höhenänderung veranlasst, wenn zumindest der Teil des abgeführten Wassers (17) dem Reservoir (24) zugeführt und zwischengespeichert wird.
11. Flugantriebssystem (1) nach einem der Ansprüche 7 bis 10, bei dem das
Reservoir (24) ein Volumen solcher Größe hat, dass über mindestens zwei Minuten hinweg das mit dem Wasserabführer (20) abgeführte Wasser (17) aufgenommen und zwischengespeichert werden kann.
12. Flugantriebssystem (1) nach einem der Ansprüche 7 bis 11, bei dem das Reservoir (24) ein Volumen von mindestens 200 Liter und maximal 2000 Liter hat.
13. Flugantriebssystem (1) nach einem der Ansprüche 7 bis 12, bei dem die Antriebseinheit (2) eine Wärmekraftmaschine und der Wasserabführer (20) ein Wasserabscheider ist, der das Wasser (17) aus einem Abgas (3) der Wärmekraftmaschine ab führt.
14. Fluggerät (40) mit einem Flugantriebssystem (1) nach einem der Ansprüche 7 bis 13.
15. Verwendung eines Flugantriebssystems (1), welches eine Antriebseinheit (2), einen der Antriebseinheit (2) nachgeschalteten Wasserabführer (20) zum Abführen von aus einem Betrieb der Antriebseinheit (2) resultierenden Wasser (17), und ein Reservoir (24) zum Aufnehmen von zumindest einem Teil des mit dem Wasserabführer (20) abgeführten Wassers (17) aufweist, in einem Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6.
EP22719198.8A 2021-04-19 2022-04-12 Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems Withdrawn EP4326620A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021109848.3A DE102021109848A1 (de) 2021-04-19 2021-04-19 Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems
PCT/DE2022/100280 WO2022223073A1 (de) 2021-04-19 2022-04-12 Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4326620A1 true EP4326620A1 (de) 2024-02-28

Family

ID=81388902

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP22719198.8A Withdrawn EP4326620A1 (de) 2021-04-19 2022-04-12 Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20240209754A1 (de)
EP (1) EP4326620A1 (de)
DE (1) DE102021109848A1 (de)
WO (1) WO2022223073A1 (de)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11635022B1 (en) 2022-02-11 2023-04-25 Raytheon Technologies Corporation Reducing contrails from an aircraft powerplant
US11898491B1 (en) 2022-07-21 2024-02-13 Rtx Corporation Water pressure and quantity monitoring for hydrogen steam injected and inter-cooled turbine engine
EP4390088A1 (de) * 2022-12-21 2024-06-26 MTU Aero Engines AG Verfahren zum betreiben einer strömungsmaschine für einen flugantrieb
US20250078668A1 (en) * 2023-08-29 2025-03-06 Honeywell International Inc. Systems and methods for diminishing vehicle contrails
US12555484B2 (en) 2023-08-29 2026-02-17 Honeywell International Inc. Systems and methods for diminishing vehicle contrails
US12338751B2 (en) 2023-08-30 2025-06-24 Rtx Corporation Centrifugal water molecular separation

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4323719C2 (de) 1993-07-15 1995-06-22 Daimler Benz Aerospace Airbus Verfahren und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens zur Wasserversorgung an Bord eines Flugzeuges
US6722136B2 (en) * 2002-01-30 2004-04-20 The Boeing Company Aircraft engine water misting inter-cooler
US6834831B2 (en) 2002-12-31 2004-12-28 The Boeing Company Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit
GB0710153D0 (en) 2007-05-26 2007-07-04 Rolls Royce Plc Method and apparatus for suppressing aeroengine contrails
DE102009041190B4 (de) * 2009-09-14 2012-04-19 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Vorrichtung und Verfahren zur Ermittlung und Anzeige klimarelevanter Wirkungen eines von einem Flugzeug erzeugten Kondensstreifen
US9311539B1 (en) * 2009-12-09 2016-04-12 The Boeing Company Aircraft contrail detection
GB201211064D0 (en) 2012-06-22 2012-08-01 Rolls Royce Plc Fuel system
GB2524774A (en) 2014-04-02 2015-10-07 Rolls Royce Plc Aircraft vapour trail control system
GB201405894D0 (en) * 2014-04-02 2014-05-14 Rolls Royce Plc Aircraft vapour trail control system
GB2524776B (en) 2014-04-02 2016-10-12 Rolls Royce Plc Aircraft vapour trail control system
DE202014102091U1 (de) 2014-05-05 2014-05-28 Quazim Ismaili Vorrichtung zur Brauchwassergewinnung für ein Luftfahrzeug
GB2531632B (en) 2015-08-10 2017-01-11 Latif Qureshi Masood A mechanical device to suppress contrail formation
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
DE102019203595A1 (de) 2019-03-15 2020-09-17 MTU Aero Engines AG Luftfahrzeug
GB2588216B (en) * 2019-10-16 2022-07-27 Gkn Aerospace Services Ltd Aircraft fluid release systems
EP3875741A1 (de) * 2020-03-04 2021-09-08 Rolls-Royce plc Gasturbinenmotor mit wassereinspritzung

Also Published As

Publication number Publication date
US20240209754A1 (en) 2024-06-27
DE102021109848A1 (de) 2022-10-20
WO2022223073A1 (de) 2022-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP4326620A1 (de) Verfahren zum betreiben eines flugantriebssystems
WO2022028652A1 (de) Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk
DE69635318T2 (de) Injektionsvorrichtung für tröpfchenförmige Flüssigkeit
DE102023108845A1 (de) Antriebssystem für ein luftfahrzeug
DE102022133668A1 (de) Variable eintrittsleitschaufeln
DE102008006953B4 (de) System und Verfahren zur Reduktion von Schadstoffen in Triebwerksabgasen
DE102022133283A1 (de) Luftfahrzeugantrieb
WO2003038255A1 (de) Verfahren zur steuerung der kühlluftmassenströme einer gasturbogruppe
DE102023108831A1 (de) Verfahren zur kontrolle der betankung eines luftfahrzeugs
DE102022134117A1 (de) Abgasgehalt
DE102022133862A1 (de) Leistungsparameter
DE102022134126A1 (de) Kraftstoffspeicher
AT520886B1 (de) Prüfstand für einen Prüfling
DE102023108838A1 (de) Verfahren zum bestimmen eines heizwerts von kraftstoff
DE102004017879B4 (de) System zur Luftaufbereitung
DE102021102553A1 (de) Gastankanordnung für eine Verbrennungsmaschine
DE102022133524A1 (de) Luftfahrzeugantriebssystem
WO2021058250A1 (de) Verfahren und vorrichtung zur ermittlung des vereisungszustands einer nicht direkt im abgasmassenfluss angeordneten komponente des abgasstrangs eines kraftfahrzeugs
DE102022133274A1 (de) Antriebssystemsteuerung
DE102022133262A1 (de) Flugprofil
DE4114303C1 (en) Recovery of liq. oxygen@ from air surrounding air-borne device e.g. aircraft - includes cooling air compressing, expanding, sepg. oxygen@ for cooling purposes, passing liq. nitrogen@
DE102016201685A1 (de) Verfahren für den Axialkraftausgleich eines Rotors einer Gasturbine
DE102022133529A1 (de) Betrieb eines luftfahrzeugs
DE102022133683A1 (de) Flugkraftstoffmanagement
DE102016001463A1 (de) Verfahren zum Abblasen von Anodenabgas

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: 20230915

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: 20241011

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20250212