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Die Erfindung betrifft ein Brennstoffversorgungssystem für
einen Turbomotor, das insbesondere in der Luftfahrtindustrie
verwendbar ist.
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Wie in Fig. 1 sehr schematisch dargestellt, besteht ein
modernes, klassisches Brennstoffversorgungssystem für
Turbomotoren im allgemeinen aus einer Niederdruckpumpe 12, die
durch eine Leitung 10 mit Brennstoff versorgt wird, und
einer Hochdruck-Zumeßpumpe 16 mit festem Hubvolumen, die mit
der Niederdruckpumpe 12 durch eine Leitung 14 in Verbindung
steht und den Brennstoff durch eine Leitung 18 in den
Turbomotor befördert. Die Pumpen 12 und 16 werden von dem
Turbomotor angetrieben, und die Hochdruckpumpe 16 ist so
bemessen, daß sie die Brennstoffversorgung im kritischsten Punkt
der Flugbedingungen gewährleistet, der im allgemeinen dem
Start (Unterschall-Betrieb des Turbomotors) bzw. der
maximalen Drehzahl (Überschall-Betrieb des Turbomotors)
entspricht.
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Daher ist die Hochdruck-Zumeßpumpe 16 des
Brennstoffversorgungssystems für alle anderen Flugbedingungsmomente und
insbesondere dann, wenn die Drehzahl des Turbomotors hoch und
der Brennstoffverbrauch niedrig ist, überdimensioniert.
Diese Bedingungen, unter denen die Pumpmenge der Hochdruck-
Zumeßpumpe 16 ca. 40 mal höher sein kann als die vom
Turbomotor verbrauchte Menge, entsprechen im allgemeinen einem
Flug in großer Höhe und mit niedriger Geschwindigkeit.
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Der von der Zumeßpumpe 16 abgegebene überschüssige
Hochdruck-Brennstoff wird dann über ein Reglerventil 24 durch
eine Rückflußleitung 22 für überschüssigen Brennstoff an den
Einlaß der Pumpe zurückbefördert. Beim Durchgang durch
dieses Ventil wird der Druck der überschüssigen Brennstoffmenge
durch einfachen Gefälleverlust von einem Hochdruckzustand
auf einen Niederdruckzustand herabgesetzt. Die verlorene
potentielle Energie wird dabei gänzlich in Wärme
umgewandelt, die dazu beiträgt den Brennstoff in dem
Brennstoffversorgungssystem zu erwärmen.
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Diese in allen Fällen beobachtete Erscheinung ist bei
Zweikreis-TL-Triebwerken in Zweiwellenanordnung mit hohem
Kompressionsgrad besonders spürbar. Sie kann sich in
Temperaturanstiegen des Brennstoffs in dem Versorgungssystem von
mehreren Zig Graden äußern.
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Dieser extreme Temperaturanstieg des Brennstoffs in dem
Versorgungssystem ist ein bedeutender Nachteil, wenn man
bedenkt, daß der Brennstoff bei einem Flugzeug ein
effektives und einfach zu nutzendes Mittel zum Kühlen aller
möglicher Systeme darstellt.
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In der Schrift US-A-4 339 917 wurde vorgeschlagen, einen
Teil des überschüssigen Brennstoffs, der bei bestimmten
Flugbedingungen am Auslaß der Hochdruck-Zumeßpumpe verfügbar
ist, zum Betrieb einer Turbine zu benutzen, deren
Abtriebwelle direkt den Rotor der in dem
Brennstoffversorgungssystem vor der Hochdruckpumpe angeordneten Niederdruckpumpe
antreibt.
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Bei einem solcherart konstruierten
Brennstoffversorgungssystem wird daher ein Teil der am Auslaß der Hochdruck-
Zumeßpumpe verlorenen potentiellen Energie in mechanische
Arbeit verwandelt, so daß der Temperaturanstieg des
Brennstoffs geringer ausfällt als bei den zuvor beschriebenen
klassischen Versorgungssystemen. Diese Lösung ist jedoch
nicht frei von Nachteilen.
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Da die Niederdruckpumpe des Brennstoffversorgungssystems von
der Turbine nur dann angetrieben wird, wenn am Auslaß der
Hochdruckpumpe überschüssiger Brennstoff verfügbar ist, was
insbesondere beim Start nicht der Fall ist, erfordert dies
nämlich die Verwendung einer überdimensionierten
Hochdruckpumpe, eben damit die Niederdruckpumpe ab dem Start betätigt
wird. Diese Überdimensionierung der Hochdruckpumpe äußert
sich in einem Temperaturanstieg, der zum großen Teil die
entgegengesetzte Wirkung zunichte macht, die durch die
Umwandlung eines Teils der am Auslaß der Hochdruckpumpe
verfügbaren potentiellen Energie in mechanische Arbeit
entsteht.
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Gegenstand der Erfindung ist nun ein neuartiges
Brennstoffversorgungssystem, mit dem die Erwärmung des Brennstoffs bei
den Flugbedingungen, bei denen die Hochdruckpumpe die größte
überschüssige Brennstoffmenge abgibt, deutlich verringert
werden kann, ohne irgendeine Überdimensionierung der
Hochdruckpumpe im Vergleich zu den klassischen Systemen
erforderlich zu machen.
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Erfindungsgemäß wird dieses Ergebnis mit einem
Brennstoffversorgungssystem für einen Turbomotor erzielt, das aus
einer Hochdruck-Zumeßpumpe, deren Antriebwelle von dem
Turbomotor angetrieben wird, und aus einer Leitung für den
Rückfluß des überschüssigen Brennstoffs, die parallel auf
der Hochdruck-Zumeßpumpe angeordnet ist, ein Mittel zur
Druckregulierung aufweist und wenigstens ein
Antriebselement aufweist, das in der Rückflußleitung nach dem Mittel
zur Druckregulierung angeordnet ist, besteht und dadurch
gekennzeichnet ist, daß dieses Antriebselement mechanisch
mit der Antriebwelle der Zumeßpumpe verbunden ist.
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Bei einem solcherart ausgeführten
Brennstoffversorgungssystem wird der bei bestimmten Flugbedingungen am Auslaß der
Hochdruck-Zumeßpumpe verfüghare überschüssige Brennstoff zum
Teil in mechanische Arbeit umgewandelt. Die Erwärmung des
Brennstoffs aufgrund des Druckabfalls in dein Reglerventil
wird also verringert. Zudem wird dieses Ergebnis erzielt,
ohne daß es notwendig wäre, die Hochdruckpunpe
überzudimensioneren, da die Niederdruck- und Hochdruckpumpen des
Brennstoffversorgungssystems wie bei den klassischen
Systemen vom Turbomotor angetrieben werden.
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Vorzugsweise ist das Antriebselement eine Turbine. Je
nachdem kann dieses Antriebselement unmittelbar auf der
Antriebwelle der Zumeßpumpe sitzen oder mit dieser Antriebwelle
mechanisch durch ein Hilfswellengehäuse verbunden sein, über
das die Antriebwelle von Turbomotor angetrieben wird.
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Im folgenden wird eine bevorzugte Ausführungsart der
Erfindung als nicht einschränkendes Beispiel unter Bezugnahme auf
die beigefügten Zeichnungen beschrieben wobei
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Fig. 1 wie bereits beschrieben ein herkömmliches
Brennstoffversorgungssystem für einen Turbomotor im Schema
zeigt,
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Fig. 2 eine schematische Ansicht vergleichbar der von Fig. 1
zeigt, in der ein erfindungsgemäßes
Brennstoffversorgungssystem dargestellt ist, und
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Fig. 3 eine mit Fig. 2 vergleichbare Ansicht zeigt, die eine
Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen
Brennstoffversorgungssystems darstellt.
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In Fig. 2 bezeichnet die Bezugszahl 10 eine Leitung des
Brennstoffversorgungssystems, durch die der von den Tanks
(nicht dargestellt) kommende Brennstoff in die Ansaugöffnung
einer Niederdruckpumpe 12 wie z. B. eines
Zentrifugalkompressors eintritt. Eine Leitung 14 verbindet die
Auslaßöffnung der Niederdruckpumpe 12 mit der Ansaugöffnung einer
Hochdruck-Zumeßpumpe 16 mit festem Hubvolumen, wie z. B.
einer Zahnradpumpe. Die Auslaßöffnung der Hochdruckpumpe 16
ist mit dem Turbomotor verbunden, der van dem System über
eine Leitung 18 versorgt wird.
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Wie bei den klassischen Brennstoffversorgungssystemen werden
die Niederdruckpumpe 12 und die Hochdruckpumpe 16 von dem
Turbomotor mechanisch über eine Antriebwelle angetrieben,
die in Fig. 2 schematisch mit der Bezugszahl 20 dargestellt
ist, wobei auf dieser Welle 20 sowohl der Rotor der
Niederdruckpumpe 12 als auch das Antriebsgetriebe der Zahnradpumpe
16 sitzen.
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Ebenfalls in herkömmlicher Weise zweigt am Auslaß der
Hochdruckpumpe 16 eine Rückflußleitung 22 für überschüssigen
Brennstoff von der Leitung 18 ab. Diese Rückflußleitung 22
für überschüssigen Brennstoff ist mit ihrem anderen Ende an
die Leitung 14, d. h. zwischen der Niederdruckpumpe 12 und
der Hochdruckpumpe 16, angeschlossen. An ihr befindet sich
ein Druckregulierungsventil 24, das es ermöglicht, den Druck
der überschüssigen Brennstoffmenge, die durch die
Rückflußleitung 22 vor die Hochdruckpumpe 16 zurückbefördert wird,
durch einfachen Gefälleverlust abzusenken.
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Erfindungsgemäß ist ein Antriebselement, das in dem in
Fig. 2 dargestellten Ausführungsbeispiel aus einer Turbine
26 besteht, in der Rückflußleitung 22 für überschüssigen
Brennstoff nach dem Druckregulierungsventil 24 angeordnet.
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Der Rotor der Turbine 26 sitzt auf der Antriebwelle 20 der
Pumpen 12 und 16.
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Die Turbine 26 kann eine Zentripetal- oder Axialturbine
sein. Sie kann auch durch mehrere Turbinen hintereinander
ersetzt werden, die alle auf der Antriebwelle 20 sitzen.
Allgemein weist das Antriebselement, das die Turbine 26
bildet, eine möglichst große Durchlässigkeit auf, um die
Beförderung der Maximalbrennstoffmenge, die durch die
Rückflußleitung 22 für überschüssigen Brennstoff zurückbefördert
wird, zu ermöglichen.
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Das bei der in Fig 2 dargestellten Ausführungsform aus der
Turbine 26 bestehende Antriebselement ist vorzugsweise so
ausgelegt, daß sein energetischer Wirkungsgrad beim
kritischsten Erwärmungspunkt optimiert ist. So kann die
Leistung der Turbine 26 beispielsweise einen Maximalwert von
50% erreichen, wenn sich das Flugzeug mit niedriger
Geschwindigkeit und in großer Höhe bewegt. Unter diesen
Bedingungen kann die Erwärmung des Brennstoffs im Vergleich
zu den herkömmlichen Brennstoffversorgungssystemen um die
Hälfte verringert werden.
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Es wird ersichtlich, daß aufgrund der soeben unter
Bezugnahme auf Fig. 2 beschriebenen Konstruktion ein Teil der
überschüssigen Brennstoffmenge, die aus der Hochdruckpumpe
16 austritt, in Form von mechanischer Arbeit an die
Antriebwelle 20 zum antrieb der Pumpen 12 und 16 durch die Turbine
26 übertragen wird. Dies hat zur Folge, daß die
Wärmeenergie, die durch den Druckabfall der überschüssigen Menge in
dem Druckregulierungsventil 24 entsteht im Vergleich zu den
bestehenden Systemen verringert wird. Als nicht
einschränkendes Beispiel kann der Temperaturanstieg des Brennstoffs
bei dem erfindungsgemäßen Brennstoffversorgungssystem ca. 50
ºC betragen, während bei den klassischen Systemen dieser
Tenperaturanstieg ca. 80 ºC betragen konnte.
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In Fig. 3 ist eine Ausführungsvariante das erfindungsgemäßen
Brennstoffversorgungssystems darstellt.
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Im wesentlichen ist das in Fig. 3 dargestellte System
identisch mit dem von Fig. 2. Insbesondere finden sich hier die
über die Leitung 10 gespeiste Niederdruckpumpe 12, die über
die Leitung 14 gespeiste Hochdruck-Zumeßpumpe 16 und die
Leitung 18, durch die der aus der Hochdruckpumpe 16
austretende Brennstoff in den Turbomotor eingespritzt wird,
wieder. Desgleichen finden sich in Fig. 3 die Rückflußleitung
22 für überschüssigen Brennstoff sowie das
Druckregulierungsventil 24 und die Turbine 26, die in dieser Leitung 22
angeordnet sind, wieder.
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Das in Fig. 3 dargestellte Brennstoffversorgungssystem
unterscheidet sich von dem System in Fig. 2 wesentlich
dadurch, daß der Rotor der Niederdruckpumpe 12, das
Antriebsgetriebe der Hochdruckpumpe 16 und der Rotor der
Turbine 26 anstatt auf einer gemeinsamen Antriebwelle auf
drei verschiedenen Wellen sitzen, die in Fig. 3 mit den
Bezugszeichen 20a, 20b bzw. 20c bezeichnet sind. Diese drei
Antriebwellen 20a, 20b bzw. 20c sind durch ein
Hilfswellengehäuse 28 mechanisch miteinander verbunden. Die
Antriebwellen 20a und 20b der Niederdruckpumpe 12 und der
Hochdruckpumpe 16 werden daher vom Turbomotor über das
Hilfswellengehäuse 28 angetrieben, und die Turbinenwelle 20c ist
durch das Hilfswellengehäuse 28 mechanisch mit den
Antriebwellen 20a und 20b der beiden Pumpen verbunden.
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Folglich wird, wie bei der zuvor unter Bezugnahme auf Fig. 2
beschriebenen Ausführungsart, der Druckabfall der
überschüssigen Brennstoffmenge am Auslaß der Hochdruckpumpe 16 zum
Teil in der Turbine 26 in mechanische Arbeit umgewandelt,
dergestalt daß die Erwärmung des Brennstoffs im Vergleich zu
den klassischen Brennstoffversorgungssystemen verringert
wird.
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Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf die soeben
als Beispiel beschriebenen Ausführungsarten beschränkt,
sondern deckt alle Varianten ab. So kann, wie bereits erwähnt,
die Turbine 26 durch mehrere, hintereinander angeordnete
Turbinen oder durch ein oder mehrere technisch gleichwertige
Antriebselement (e) ersetzt werden. Vergleichbar kann das
Druckregulierungsventil 24 durch jedes Mittel zur
Druckregulierung ersetzt werden, das die gleiche Funktion erfüllt.