Kühleinrichtung in einem Hochgeschwindigkeitsflugzeug Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Kühleinrichtung in einem Hochge- sehwindigkeitsflugzeug. Die Kühleinriehtimg kann z. B, dazu dienen, Teile des Triebwerks, im Triebwerk verwendetes Schmieröl, oder Generatoren zu kühlen; es kann auch zu irgendwelchen andern Kühlzwecken im Flug zeug verwendet werden.
Bisher war es im Flugzeugbau üblich, Luft aus der Atmosphäre zur Kühlung zu @ erwenden, wobei die Luft üblicherweise durch einen in Flugrichtung blickenden Luft einla.ss am Flugzeug der Kühleinrichtung zu geführt wurde.
Bei Flugzeugen für sehr hohe Geschwin digkeiten, das heisst für Geschwindigkeiten, die nahe oder über der Schallgeschwindigkeit liegen, ergaben sich beim Betrieb von Kühl- einrieht.ungen der genannten Art Schwierig keiten zufolge der im Lufteinlass auftreten den relativ hohen Temperatur. Je grösser die Fluggeschwindigkeit ist, um so stärker machen sieh offensichtlich diese Schwierig keiten bemerkbar.
Die vorliegende Erfindung bezweckt die Schaffung einer gegenüber den bekannten Ausführungen von Kühleinrichtungen in lioehgesehwindigkeitsflugzeugen verbesserten Kühleinrichtung, bei welcher die genannten Schwierigkeiten dadurch behoben werden, dass die Möglichkeit der Senkung der Tem peratur der Kühlluft vorgesehen wird.
Er- findungsgemäss besitzt die Kühleinrichtung einen im Flugzeug angeordneten und während des Fluges dem Staudruck ausgesetzten Luft- einlass, an welchen eine Turbine so angeschlos sen ist, da.ss die eintretende Luft in der Tur bine expandiert, Leitungsmittel zur Zufüh rung der die Turbine verlassenden Luft zur ('Tebrauchsstelle dieser Luft als Kühlluft, Leitungsmittel zum Zuführen der zu Kühl zweeken gebrauchten Luft zu einem Kom pressor zwecks Komprimierung der Luft auf einen über dem Atmosphärendruck liegenden Druck und eine die aus dem Kompressor kommende Luft aus dem. Flugzeug heraus zuführende Auslassleitung.
In der beiliegenden Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele der erfindungsgemässen Kühleinrichtung in einem Hochgeschwindig- keitsflugzeug dargestellt; es zeigt: Fig. 1 in Draufsicht ein 1-Ioehgeschwindig- keitsflugzeug mit erfindungsgemässer Kühl einrichtung, Fig. 2 im Axialschnitt das erste Beispiel der Kühleinrichtung nach der Erfindung und Fig. 3 im Axialschnitt das zweite Beispiel der Kühleinrichtung nach der Erfindung.
Das in Fig. 1 gezeigte Flugzeug besitzt einen Deltaflügel; seinem Antrieb dienen zwei Strahltriebwerke 10, die im Flügel 11 untergebracht sind. Jedes Triebwerk 10 be sitzt ein Strahlrohr 12, durch welches die Abgase der Triebwerkturbinen zur Erzeu- sung des Antriebsschubes nach rückwärts ausgestossen werden. Die Lufteinlässe der bei den Triebwerke 10 sind mit 13 bezeichnet.
Das Flugzeug ist mit Mitteln zur Zufuhr von Kühlluft versehen, welche Mittel in Fig. 1 mit 14 bezeichnet sind. Die Kühlluftzufuhr mittel 1.1 weisen je eine Turbine auf, in wel- eher die eintretende Luft expandiert und da bei abgekühlt wird, sowie einen Kompressor, in welchen die zu Kühlzwecken verwendete Luft komprimiert und aus dem Flugzeug herausgestossen wird. Die Kühlluft aus dem dem in der Fig. 1 obern Triebwerk 10 zu geordneten Kühlluftzufuhrmittel 14 wird beim gezeichneten Beispiel zur Kühlung von Hilfsaggregaten 15 dieses Triebwerks 10 ver wendet; die Hilfsaggregate 15 sind z. B.
Brennstoffpumpen, Ölpumpen, Brennstoff- zufuhrsteuereinrichtungen, Elektromotoren und Generatoren. Die Kühlluft aus dem Kühl luftzufuhrmittel 14, das dem in Fig. 1 untern Triebwerk 10 zugeordnet ist, dient zur Küh lung weiterer Flugzeugteile 16, die der Ein- faehheit halber als im Flugzeugrumpf 17 an geordnet dargestellt sind.
Die beiden Kühlluftzufuhrmittel 14 be sitzen einen durch eine Leitung 18 gebildeten Lufteinlass. Die Leitung 18 mündet in den Lufteinlass des Triebwerks 10. Demzufolge ist der Druck der in die Kühlluftzufuhrmit- tel 14 eintretenden Lift gleich dem Stau druck im genannten Triebwerk-Lufteinlass. Die Leitungen 18 besitzen zweckmässig einen in Durehflussriehtung zunehmenden Quer schnitt.
Die in Fig. 2 gezeigte Kühleinrichtung besitzt eine Turbine mit einem Turbinenrotor 20, einen Kranz von Einlassleitschaufeln 21, eine Haube 22, welche mittels der Leitschau feln 21 axial in der Leitung 18 festgehalten ist und ein Auslassgehäuse 23 mit einer Aus lassleitung 24. Die Turbine 20 ist. zweckmässig so ausgebildet, dass die sie durchströmende Luft auf Atmosphärendruck expandiert, so dass auch bei sehr hohen Flugzeuggeschwindig keiten niedere Kühllufttemperaturen erreicht werden. Der Turbinenrotor 20 treibt eine Welle 25 an, welche in Lagern 26 gelagert ist, die ihrerseits im Stator der Turbine angeord net sind.
Die Auslassleitung 24 führt die expan dierte Kühlluft aus dem Gehäuse 23 der Turbine an eine Stelle 27, an welcher die Kühlluft gebraucht wird. Von der Stelle 27 wird die gebrauchte Kühlluft durch eine Leitung 28 zum Einla.ss eines Zentrifugal- kompressors geführt.
Der Zentrifugalkompressor besitzt einen Rotor 29, der koaxial zum Rotor 20 der Tur bine am andern Ende der Welle 25 angeord net ist. Das den Rotor 29 tragende Wellen ende ist in einem Lager 30 gelagert, das im Stator 31 des Kompressors angeordnet. ist. Der Kompressor besitzt ferner eine Auslass- spirale 32, von welcher eine Auslassleitung 33 z. B. zur Hinterkante des Flugzeugflügels 11 führt, so dass die in der den Kompressor ver lassenden Luft enthaltene Energie als zusätz liche Antriebsenergie für das Flugzeug heran gezogen wird.
Der Kompressor ist derart ge baut, dass die ihm zuströmende Luft auf einen über dem Atmosphärendruck liegenden Druck komprimiert. wird.
In Fig. 3 ist ein weiteres Beispiel einer Kühleinrichtung der fraglichen Art darge stellt. Die hier vorgesehene Turbine ist eine Mehrstufent.urbine und besitzt zwei Rotor scheiben 34 und 35 sowie einen Kranz von Einlassleitschaufeln 21., welche eine zentrale Haube 22 tragen, wie beim erstbeschriebenen Beispiel. Die Turbine besitzt ferner einen zweiten Kranz von Leitschaufeln 36, welche zwischen den beiden von den Rotorscheiben 34 und 35 getragenen Laufsehaufelkränzen angeordnet sind.
An einer zwischen den bei den Turbinenstufen 21, 34 und 36, 35 liegen den Stelle wird ein Teil der der Turbine zugeführten Luft abgezapft und durch eine Leitung 37 aus dem Flugzeug herausgeführt. Zweckmässig wird diese abgezapfte Luft an der Flügelhinterkante nach rückwärts aus gestossen. Der übrige Teil der durch die erste Turbinenstufe strömenden Luft gelangt über die zweite Turbinenstufe in die Auslassspi- rale 38 und von hier durch die Leitung 24 an die Verbrauchsstelle 27. Nach ihrem Ge- braueli als Kühlluft gelangt diese Luft in Gien Kompressor, wo sie auf einen über dem Atmosphärendruck liegenden Druck komprimiert wird.
Im zuletzt beschriebenen Beispiel ist die Turbine für einen grösseren Luftdurchfluss gebaut als er durch den Bedarf an Kühlluft bedingt wäre, wobei die Cberschussluft durch die Leitung 37 in die Atmosphäre ausgestossen wird.
Wie oben schon angeführt, besitzt die zu letzt beschriebene Ausbildung der Kühlein richtung den Vorteil, dass zufolge des grösse ren Luftdurehflusses durch die erste Tur- binenstufe an der letzteren eine grössere Wel lenleistung erzeugt wird als bei einer Ver- gleiehseinriclltung ohne überschussluft. Dies ermöglicht es, das Kompressionsverhältnis im liornpressor heraufzusetzen, so dass der Ge- .#zaiirtclruekabfall in der Turbine vergrössert erden kann.
Letzteres ergibt eine geringere Temperatur der die Turbine verlassenden liülilluft als dies bei einer einstufigen Tur bine erreichbar wäre.
Die Turbine kann ausser zum Antrieb des Kompressors der Kühleinrichtung auch zrtni Antrieb anderer Aggregate im Flugzeug leerangezogen werden. So kann z. B., wie in Fig. 3 gezeigt, die Welle 25 mit einer der Leistungsentnahme dienenden Welle 39 an triebsverbunden sein.
Cooling device in a high-speed aircraft The present invention relates to a cooling device in a high-speed aircraft. The Kühleinriehtimg can, for. B, are used to cool parts of the engine, lubricating oil used in the engine, or generators; it can also be used for any other cooling purposes in the flight.
Up to now it has been customary in aircraft construction to use air from the atmosphere for cooling, the air usually being fed to the cooling device through an air inlet on the aircraft looking in the direction of flight.
In aircraft for very high speeds, that is, for speeds that are close to or above the speed of sound, the operation of cooling units of the type mentioned resulted in difficulties due to the relatively high temperatures occurring in the air inlet. The greater the airspeed, the more clearly these difficulties become noticeable.
The present invention aims to provide a cooling device which is improved over the known designs of cooling devices in low-speed aircraft, in which the aforementioned difficulties are eliminated by providing the possibility of lowering the temperature of the cooling air.
According to the invention, the cooling device has an air inlet arranged in the aircraft and exposed to dynamic pressure during flight, to which a turbine is connected in such a way that the entering air expands in the turbine, conduit means for supplying the air leaving the turbine Air to the point of use of this air as cooling air, conduit means for supplying the air used for cooling purposes to a compressor for the purpose of compressing the air to a pressure above atmospheric pressure and an outlet line that supplies the air from the compressor to the aircraft.
In the accompanying drawing, two exemplary embodiments of the cooling device according to the invention are shown in a high-speed aircraft; 1 shows a plan view of a 1-Ioehgeschwindig- keitsflugzeug with cooling device according to the invention, FIG. 2 in axial section the first example of the cooling device according to the invention and FIG. 3 in axial section the second example of the cooling device according to the invention.
The aircraft shown in Figure 1 has a delta wing; Two jet engines 10, which are housed in the wing 11, are used to drive it. Each engine 10 has a jet pipe 12 through which the exhaust gases from the engine turbines are expelled backwards in order to generate the propulsion thrust. The air inlets of the engines 10 are denoted by 13.
The aircraft is provided with means for supplying cooling air, which means are denoted by 14 in FIG. The cooling air supply means 1.1 each have a turbine in which the incoming air expands and is cooled there, as well as a compressor in which the air used for cooling purposes is compressed and expelled from the aircraft. The cooling air from the in Figure 1 upper engine 10 to the subordinate cooling air supply means 14 is used ver in the drawn example for cooling auxiliary units 15 of this engine 10; the auxiliary units 15 are z. B.
Fuel pumps, oil pumps, fuel supply controllers, electric motors and generators. The cooling air from the cooling air supply means 14, which is assigned to the lower engine 10 in FIG. 1, is used to cool additional aircraft parts 16, which for the sake of simplicity are shown as being arranged in the aircraft fuselage 17.
The two cooling air supply means 14 be seated an air inlet formed by a line 18. The line 18 opens into the air inlet of the engine 10. As a result, the pressure of the lift entering the cooling air supply means 14 is equal to the back pressure in the said engine air inlet. The lines 18 expediently have an increasing cross-section in the flow direction.
The cooling device shown in Fig. 2 has a turbine with a turbine rotor 20, a ring of inlet guide vanes 21, a hood 22 which is axially held in the line 18 by means of the guide vanes 21 and an outlet housing 23 with an outlet line 24. The turbine 20 is. expediently designed so that the air flowing through it expands to atmospheric pressure, so that low cooling air temperatures are achieved even at very high aircraft speeds. The turbine rotor 20 drives a shaft 25 which is mounted in bearings 26 which in turn are net angeord in the stator of the turbine.
The outlet line 24 leads the expanded cooling air from the housing 23 of the turbine to a point 27 at which the cooling air is needed. From the point 27 the used cooling air is led through a line 28 to the inlet of a centrifugal compressor.
The centrifugal compressor has a rotor 29 which is coaxial to the rotor 20 of the turbine at the other end of the shaft 25 angeord net. The end of the shaft carrying the rotor 29 is mounted in a bearing 30 which is arranged in the stator 31 of the compressor. is. The compressor also has an outlet spiral 32, from which an outlet line 33 z. B. leads to the rear edge of the aircraft wing 11, so that the energy contained in the air leaving the compressor ver is drawn as additional drive energy for the aircraft.
The compressor is built in such a way that the air flowing into it compresses it to a pressure above atmospheric pressure. becomes.
In Fig. 3 another example of a cooling device of the type in question is Darge provides. The turbine provided here is a multi-stage turbine and has two rotor disks 34 and 35 as well as a ring of inlet guide vanes 21, which carry a central hood 22, as in the first example described. The turbine also has a second ring of guide vanes 36 which are arranged between the two blade rings carried by the rotor disks 34 and 35.
At a point between the turbine stages 21, 34 and 36, 35, part of the air supplied to the turbine is tapped and led out of the aircraft through a line 37. This tapped air is expediently pushed backwards from the trailing edge of the wing. The remaining part of the air flowing through the first turbine stage passes through the second turbine stage into the outlet spiral 38 and from here through the line 24 to the point of consumption 27. After being used as cooling air, this air reaches the Gien compressor, where it opens is compressed to a pressure above atmospheric pressure.
In the example described last, the turbine is built for a greater air flow than would be required by the need for cooling air, the excess air being expelled through line 37 into the atmosphere.
As already stated above, the design of the cooling device described last has the advantage that, due to the larger air flow through the first turbine stage, a greater wave power is generated at the latter than with a comparative device without excess air. This makes it possible to increase the compression ratio in the pressurizer, so that the ge. # Zaiirtclruek waste in the turbine can be increased.
The latter results in a lower temperature of the liülilluft leaving the turbine than would be achievable with a single-stage turbine.
In addition to driving the compressor of the cooling device, the turbine can also be used to drive other units in the aircraft. So z. B., as shown in Fig. 3, the shaft 25 to be drive-connected to a shaft 39 serving for power extraction.