Die Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System für ein Nachrüsten eines Flugzeugs Insbesondere zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe für ein Flugzeugtriebwerk.

Flugzeugtriebwerke umfassen regelmäßig einen Verdichter, eine

Brennkammer und eine Turbine. Hierbei wird angesaugte Luft zunächst Im Verdichter komprimiert. In der nachgeschalteten Brennkammer wird der verdichteten Luft ein Treibstoff hinzugefügt und verbrannt. Die aufgebaute Energie wird in der nachfolgenden Turbine entspannt. Die Turbine Ist üblicherweise an den Verdichter gekoppelt und treibt hierdurch den vorgeschalteten Verdichter an. Im Zuge der Entwicklung für eine Umstellung auf kryogene Treibstoffe

Insbesondere Flüssigerdgas (LNG) werden an den Antrieb von kryogenen Treibstoffpumpen für Flugzeugtriebwerke erhöhte Anforderungen gestellt. Kryogene Treibstoffe wie Flüssigerdgas (LNG) werden üblicherweise bei Temperaturen um -1 60° C (1 1 3K) und nahe am Atmosphärendruck gelagert. Derartige Treibstoffe können daher nicht In üblichen Behältern wie Kerosln- Tanks in Flugzeugen gelagert werden. Kryogene Treibstoff pumpen für Flugzeugtriebwerke müssen darüber hinaus eine zuverlässige Versorgung des Treibstoffes zum Flugzeugtriebwerk sicherstellen, Insbesondere auch während unterschiedlicher Flugphasen und Umgebungsvariablen, die grundsätzlich verschiedene Druck- und Durchflussparameter erfordern.

Ferner sollen kryogene Treibstoffpumpen vorzugsweise zusätzlich zum vorhandenen Treibstoffsystem eingebaut werden, um ein einfaches

Nachrüsten oder Umrüsten eines Flugzeugs zu ermöglichen. Die üblichen Treibstoffpumpen für Kerosin werden in der Regel über ein Getriebe direkt vom Flugzeugtriebwerk angetrieben.

Es ist bekannt, komprimierte Luft aus einem Flugzeugtriebwerk zu entnehmen und zur Regelung und Kontrolle des Flugzeugtriebwerkes zu verwenden. Die sogenannte Zapfluft kann auch zur Einspelsung in Flugzeugsystemen wie z.B. zur Wärmeregulierung und Druckversorgung genutzt werden.

Aus der Druckschrift US 201 0/00031 48 ist ein System zum Antrieb einer Treibstoffpumpe für ein Triebwerk bekannt, das einen Elektromotor, ein Steuergerät und eine Druckluftturbine umfasst, die mittels eines Steilventils geregelt wird. Die Druckluftturbine wird mittels Zapfluft aus einem

Kompressor des Triebwerks betrieben. Die Druckluftturbine kann zum Antrieb der Treibstoffpumpe zusammen mit dem Elektromotor betrieben werden.

Kryogene Treibstoffe wie Flüssigerdgas werden stark abgekühlt und bei niedrigen Temperaturen beispielsweise von -1 64 bis -150° C gelagert. Die besonderen Anforderungen an den Antrieb von kryogenen Treibstoffen, die sich daraus ergeben, sowie insbesondere der beschränkte Bauraum an Bord von Flugzeugen erschweren den sicheren Einbau, Umbau und zuverlässigen Betrieb von kryogenen Treibstoffpumpen für Flugzeugtriebwerke.

Problematisch Ist auch der hohe Bedarf an elektrischer Energie für die kryogenen Treibstoffpumpen, der Insbesondere beim Start eines Flugzeugs mehr als 100 kW betragen kann und die vorhandenen elektrischen

Versorgungssysteme an Bord von Flugzeugen überfordert.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren und System für ein Nachrüsten eines Flugzeugs Insbesondere zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe für ein Flugzeugtriebwerk zu entwickeln, das insbesondere einen sicheren Betrieb der Treibstoffpumpe gewährleistet.

Die Aufgabe wird mit einem Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen ergeben sich aus den abhängigen Unteransprüchen. Zur Lösung der Aufgabe umfasst ein System ferner die Merkmale des Nebenanspruchs.

Zur Lösung der Aufgabe wird eine kryogene Treibstoffpumpe für ein

Flugzeugtriebwerk In einem Flugzeug vorgesehen. Ferner wird eine

Zapfluftentnahme für das Flugzeugtriebwerk vorgesehen und mit der entnommenen Zapfluft eine elektrische und/oder mechanische Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe erzeugt. Die kryogene Treibstoffpumpe Ist Insbesondere Im Rumpf eines Flugzeugs vorgesehen. Die Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe mittels der entnommenen Zapfluft ermöglicht es, dass die Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe ohne eine mechanische Kopplung zwischen Flugzeugtriebwerk und kryogener

Treibstoffpumpe erzeugt werden kann. Flugzeugtriebwerk und kryogene Treibstoffpumpe weisen demnach keine mechanische Verbindung zur

Übertragung einer Antriebskraft auf, wie dies beispielsweise bei mit Kerosin betriebenen Treibstoffpumpen aus dem Stand der Technik üblich Ist. Auf diese Welse kann die kryogene Treibstoffpumpe flexibel an Bord eines Flugzeugs angeordnet werden, ohne dass aufwändige, konstruktive

Anpassungen des Flugzeugs Insbesondere des Flugzeugtriebwerkes erforderlich sind. Ein Flugzeug kann folglich In einfacher Weise mit einem Antrieb für eine kryogene Treibstoffpumpe umgerüstet oder nachgerüstet werden. Aufgrund des beschränkten Bauraums an Bord von Flugzeugen Insbesondere am Flugzeugtriebwerk, lässt sich dies konstruktiv vorteilhaft verwirklichen, wenn die kryogene Treibstoffpumpe Im Rumpf des Flugzeugs vorgesehen wird. Zudem ist es welter vorteilhaft, die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Energie aus Zapfluft für die kryogene Treibstoffpumpe ebenfalls Im Rumpf anzuordnen. Der Flugzeugrumpf kann grundsätzlich den Raum für Passaglere und Nutzlast beinhalten.

Vorzugswelse wird die kryogene Treibstoffpumpe Im Raum der Nutzlast vorgesehen, um den Umrüstungsaufwand welter zu reduzieren. Das Vorsehen der kryogenen Treibstoffpumpe im Flugzeugrumpf ermöglicht auch ein effiziente thermische Isolierung und sicherheitsrelevante Trennung. Wenn zudem auch die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Energie aus Zapfluft Im Flugzeugrumpf vorgesehen wird, erhält man ein besonders kompaktes System zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe, dass in technisch einfacher Welse In unterschiedlichen Flugzeugen nachgerüstet werden kann.

Als kryogener Treibstoff wird vorzugsweise Flüssigerdgas (LNG) genutzt, welches auf eine Temperatur von -164 bis -1 50 °C abgekühlt wird. Das

Flüsslgerdags wird grundsätzlich In verdampfter Form dem Flugzeugtriebwerk Insbesondere der Brennkammer zugeführt. Die Einspelsung In die

Brennkammer erfolgt vorzugsweise mit einem Druck oberhalb des

Brennkammerdrucks.

Die Zapfluftentnahme erfolgt vortellhafterwelse am Verdichter des

Flugzeugtriebwerks, sodass verdichtete Luft entnommen wird. Die

Zapfluftentnahme kann je nach Ausführung des Flugzeugtriebwerkes an einem Mantelstrom und/oder Kernstrom des Flugzeugtriebwerkes vorgesehen werden. Der Im Triebwerk erzeugte Druck der komprimierten Luft sowie deren Temperatur verändern sich grundsätzlich Je nach Betriebs- oder Flugphase. Der Energiebedarf der kryogenen Treibstoffpumpe entwickelt sich Im

Wesentlichen annähernd parallel dazu. Bei einer Ausführungsform ist vorgesehen, eine elektrische Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe mit einem Expander und einem daran gekoppelten Generator zu erzeugen. Der Expander nutzt hierbei die Energie der entnommenen Zapfluft aus dem Flugzeugtriebwerk, um den Generator anzutreiben.

Kryogene Treibstoffpumpen mit niedrigem Bedarf an Energie können In der Regel vom vorhandenen Versorgungsnetz eines Flugzeuges beispielsweise einem am Flugzeugtriebwerk gekoppelten Generator gespeist werden.

Alternativ oder ergänzend kann auch ein zusätzliches Hilfstriebwerk (APU) zur Versorgung der kryogenen Treibstoff pumpe vorgesehen werden.

Vorzugsweise wird der kryogene Treibstoff wie Flüssigerdgas unter hohem Druck einer Brennkammer des Flugzeugs zugeführt. Der Druck eines

zuzuführenden kryogenen Treibstoffes wird dabei vorzugsweise oberhalb des Brennkammerdrucks erhöht. Bei Startvorgängen eines Flugzeugs kann sich der Energiebedarf der kryogenen Treibstoff pumpe ebenfalls erhöhen. Die Zapfluftentnahme sowie die Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft sind vortellhafterweise so ausgelegt, dass der maximale Energiebedarf der kryogenen Treibstoff pumpe gedeckt wird. Das vorhandene Versorgungsnetz eines Flugzeugs kann damit

weitgehend unverändert bleiben. Die Umrüstung eines Flugzeugs lässt sich hierdurch vereinfacht realisieren und es kann sichergestellt werden, dass sowohl die kryogene Treibstoffpumpe als auch eine darüber hinaus

vorhandene parallele Treibstoff pumpe zuverlässig betrieben werden können.

Bei einer weiteren Ausführungsform ist vorgesehen, eine mechanische

Antriebskraft für die kryogene Treibstoffpumpe Insbesondere mit einem

Gasexpansionsmotor oder einer Druckluftturbine zu erzeugen. Der

Gasexpansionsmotor oder die Druckluftturbine nutzt dabei die Energie der entnommenen Zapfluft, um die daran gekoppelte kryogene Treibstoff pumpe mechanisch anzutreiben. Zur verbesserten Regelung und/oder Steuerung der mechanischen Antriebskraft der kryogenen Treibstoffpumpe kann ein

Stellventil vorgesehen werden. Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist ein Wärmeübertrager insbesondere Verdampfer vorgesehen, der die thermische Energie von der entnommenen Zapfluft auf einen kryogenen Treibstoff zu übertragen vermag. Der Wärmeübertrager ist bevorzugt so ausgelegt, dass der kryogene

Treibstoff dabei verdampft wird. Vorteilhafterwelse befindet sich der

Wärmeübertrager Insbesondere Verdampfer nachgeschaltet zur Einrichtung zur Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die Treibstoffpumpe mittels der entnommenen Zapfluft. Der verdampfte

kryogene Treibstoff wie beispielsweise verdampftes LNG kann dann einer Brennkammer des Flugzeugtriebwerks für eine Verbrennung zugeführt werden.

Vorzugswelse Ist Im Flugzeug wenigstens ein Behälter für einen kryogenen Treibstoff wie Flüssigerdgas vorgesehen, der mit der kryogenen

Treibstoffpumpe für ein Zuführen des Treibstoffes verbunden ist. Der Behälter für den kryogenen Treibstoff Ist bevorzugt lim Rumpf des Flugzeugs angeordnet. Der Behälter kann mit weiteren Behältern für das Lagern eines kryogenen Treibstoffes verbunden sein, Insbesondere derart, dass auch eine kontinuierliche Zufuhr des kryogenen Treibstoffes aus den nachgelagerten Behältern möglich ist. Alternativ oder ergänzend kann der Behälter für einen kryogenen Treibstoff die kryogene Treibstoffpumpe im Inneren des Behälters umfassen, so dass eine separat vorgesehene Verbindung zum Zuführen des kryogenen Treibstoffes zur Treibstoffpumpe entfällt und die Treibstoffpumpe unmittelbar mit dem kryogenen Treibstoff versorgt werden kann. Hierdurch können Probleme hinsichtlich Leckage oder Isolierung vermieden werden, so dass Insgesamt eine kompakte und energieeffiziente Anordnung entsteht. Es Ist zudem bevorzugt, eine kryogene Treibstoffpumpe, die intern In einem Behälter vorgesehen wird, mit elektrischer Antriebskraft zu betreiben.

Aufgrund der besonderen thermischen Anforderungen zur Lagerung eines kryogenen Treibstoffes lässt sich auf diese Welse die Übertragung der

Antriebskraft zur Intern vorgesehenen Treibstoff pumpe vereinfacht realisieren.

Bei kryogenen Treibstoffpumpen die extern zu einem Behälter für einen kryogenen Treibstoff vorgesehen werden, ist es auch möglich, statt eines elektrischen Antriebs eine mechanische Antriebskraft für die

Treibstoff pumpen bereitzustellen. Dies kann über die komprimierte Zapfluft in zuvor beschriebener Art und Welse erzielt werden.

Für eine Zufuhr des kryogenen Treibstoffes zur Brennkammer des

Flugzeugtriebwerks ist vorzugsweise eine Treibstoffzuführung von der kryogenen Treibstoffpumpe zur Brennkammer vorgesehen, und zwar derart, dass der kryogene Treibstoff neben einem weiteren Treibstoff wie Kerosin zugeführt werden kann. So kann das kryogene Treibstoffsystem unabhängig von einem Kerosin-baslerten Treibstoff system verwendet werden. Die parallele Verwendung einer kryogenen Treibstoffpumpe und einer

vorhandenen Treibstoffpumpe Im Flugzeug ermöglicht ein einfaches

Umrüsten auf kryogene Treibstoffe, so dass umgerüstete Flugzeuge

beispielsweise flexibel mit Kerosin und LNG betrieben werden können. Im folgenden werden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen

Ausführungsformen der Erfindung zu derem besserem Verständnis näher beschrieben und erläutert werden. Es zeigen: Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Systems zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe mittels elektrischer Antriebskraft und

Flg. 2 eine schematische Darstellung eines Systems zum Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe mittels mechanischer Antriebskraft. Gemäß Figur 1 umfasst ein Flugzeugtriebwerk 1 einen Verdichter 2, eine Brennkammer 3 sowie eine Turbine 4. Eine Zapfluftentnahme 5 ist am

Verdichter 2 vorgesehen, um verdichtete Luft aus dem Flugzeugtriebwerk 1 zu entnehmen. Die Zapfluftentnahme ist mit einem Expander 6 verbunden, der bevorzugt Im Rumpf eines Flugzeuges angeordnet ist.

Der Expander 6 Ist an einen Generator 7 für die Erzeugung einer elektrischen Antriebskraft gekoppelt. Der Generator 7 speist so einen Motor 1 3 zum

Antrieb einer kryogenen Treibstoffpumpe 8. Die kryogene Treibstoffpumpe 8 kann im Inneren eines Behälters für einen kryogenen Treibstoff 9 vorgesehen werden. Dies ist insbesondere vorteilhaft Im Zusammenhang mit einem elektrischen Antrieb der Treibstoff pumpe 8.

Der kryogene Treibstoff im Behälter 9 wird von der Treibstoffpumpe 8 mittels einer Treibstoffzuführung 10 dem Flugzeugtriebwerk 1 Insbesondere einer Brennkammer 3 zugeführt. Der kryogene Treibstoff wird dabei vorzugsweise In verdampfter Form zugeführt. Hierzu kann ein Wärmeübertrager wie z.B. ein Verdampfer 1 1 In der Treibstoffzuführung 1 0 vorgesehen werden. Die thermische Energie zum Verdampfen des kryogenen Treibstoffes wird in einer bevorzugten Ausgestaltung von der aus dem Flugzeugtriebwerk 1

entnommenen Zapfluft bereitgestellt. Besonders vorteilhaft ist es Im

Anschluss an die Erzeugung einer elektrischen und/oder mechanischen Antriebskraft für die Treibstoffpumpe 8 mit Hilfe der entnommenen Zapfluft, diese zugleich im nachgeschalteten Verdampfer 1 1 zu verwenden, da die Zapfluft In der Regel noch ausreichend thermische Energie aufweist. Es ist überdies auch vorteilhaft, das erfindungsgemäße System im Wesentlichen Im Flugzeugrumpf anzuordnen. Die Unterscheidung zwischen dem Bauraum des Flugzeugtriebwerks 1 und dem Bauraum des

Flugzeugrumpfes wird durch die gestrichelte Linie verdeutlicht. Wie aus Figur l ersichtlich sind bis auf die Leitung zur Zapfluftentnahme 5 sowie die

Leitung zur Treibstoffzuführung 1 0 alle weiteren Komponenten vorzugsweise im Flugzeugrumpf vorgesehen. Folglich lassen sich Flugzeuge in technisch einfacher Welse mit dem erfindungsgemäßen System nachrüsten, ohne dass aufwendige Umbaumaßnahmen erforderlich sind oder eine

Neugenehmigung eines Flugzeugs eingeholt werden muss. Darüber hinaus lassen sich die konstruktiven und sicherheitstechnischen Anforderungen für das Lagern und Fördern kryogener Treibstoffe wie LNG durch eine derartige Anordnung verbessert umsetzen. Der vorhandene Bauraum eines

Flugzeugrumpfes insbesondere der für Nutzlast vorgesehene Raum kann dann In geeigneter Welse zur erfindungsgemäßen Umrüstung eines

Flugzeugs genutzt werden. Hinzukommt, dass das kryogene Treibstoffsystem auch parallel zu einem vorhandenen Kerosin-baslerten Treibstoffsystem verwendet werden kann, sodass ein flexibler Betrieb eines Flugzeugtriebwerks ermöglicht wird.

Figur 2 zeigt eine weitere Ausführungsform bei der ein Gasexpansionsmotor oder eine Druckluftturbine 1 2 an die Zapfluftentnahme 5 verbunden Ist, um eine mechanische Antriebskraft bereitzustellen. Die so bereitgestellte

Antriebskraft wird durch Kopplung an die Treibstoff pumpe 8 übertragen. Die Treibstoffpumpe 8 kann alternativ auch außerhalb des Behälters 9

angeordnet werden, um z.B. einen Wärmeeintrag in den Behälter 9 zu verringern.