08. Pneumatik & Energiesystem (Hubschrauber & Raumfahrt)

ATA 36

• Bedruckung

  • Kabine

  • Hydraulik-, Kraftstoff- und Wassertanks

• Nutzung der Temperatur der Triebwerksluft

  • Heiße Zapfluft zur Verhinderung oder Beseitigung von Eisansatz

  • Wärmeregulierung der Kabinenluft (Klimaanlage)

• Triewerke

  • Triebwerkstart

  • Kühlung (Fan Air) von

    • Motor- und Generatoröl

    • Elektrischer Steuerung

    • Strukturteilen

    • Hochdruckzapfluft

  • Verstellung variabler Statoren im Hochdruckverdichter (Vermeidung eines Stalls des Hochdruckverdichters)

  • Betätigung der Schubumkehr

Vorteile

• Technisch einfach zu realisieren

• Direkte Nutzung des vorhandenen Drucks ohne Umweg über elektrische Generatoren

Nachteile

• Treibstoffverbrauch steigt, Triebwersleistung sinkt

• Schlechter Wirkungsgrad wegen Reduzierung des Drucks und der Temperatur der Bleed Air im Druckluftsystem

Aus Gründen der Redundanz

• Kompressoren der Triebwerke (Bleed Air)

  • Hoch- und/oder Niederdruckstufe

  • Auch: Entnahme aus dem Mantelstrom (z. B. zur Kühlung)

• Kompressor der APU

• Elktrisch angetriebene Kompressoren

• Bodenversorung

Zapfluft

Pressure Reducing SOV (Shut-off Valve)

Shut-Off Valve

Durch Cross-Flow SOV können beide Stränge des Systems von jedem Triebwerk versorgt werden.

Weitere SOV sorgen dafür, dass auch einzelne Verbraucher vom System isoliert werden können.

Bleed Air aus den TW wird zunächst durch ein PRSOV geführt, bevor es in das Druckluftsystem eingespeist wird.

• Regelung (Druck & Temperatur)

• Isolierung des Triebwerks (z. B. im Fehlerfall)

Von 700°C auf 160°C

elektronisch über den Bleed Monitoring Computer (BMC):

• Regelung des Vorkühl über die Fan-Air

• Regelung des Drucks über Ventile

• Isolierng einzelner Systemkomponenten im Fehlerfall

Bleed Monitoring Computer

Über die APU oder einer Bodenversorgung

Bleed Air des laufenden Triebwerks wird genutzt, um das zweite Triebwerk zu starten.

Warnleuchten und akustische Signale im Cockpit weisen auf Fehler hin.

• Batteriebtetriebenes Gleichstromnetz

• s. Robinson R22

  • 14V DC

• Besitzen neben der Batterie und ein Gleichstromnetz ein zusätzliches Pneumatiksystem sowie eine APU

• s. Sikorsky UH-60

14V oder 28V

• Avionik

• Funk

• Navigation

• Klimaanlage

• Enteisungsanalge

• Beleuchtung

• Start der Triebwerke

• Antrieb der Hydraulikpumpen (Backup)

Ein oder zwei Generatoren, die durch das Hauptrotorgetriebe angetrieben werden.

-> Wechselspannung entsteht

-> Über Gleichrichter (TRU) in Gleichstrom umwandeln

Über einen E-Motor

• Dieser wird meist mit dem Generator als Starter/Generator Einheit zusammengefasst

Aber einer MTOM von mehreren Tonnen

Überschneidungen:

• Betriebsspannung der Bordsysteme (AC) von 115V

• Start der Triebwerke (Gasturbine) erfolgt über Druckluft, die von einer APU zur Verfügung gestellt wird

• Als Gleichstromquelle dient eine Batterie sowie die TRU

  
  

Die Ansteuerung der 3 Aktuatoren der Taumelscheibe sowie der Kollektivsteuerung des Heckrotors.

• Kompakte Bauweise bei hohen Stellkräften und -geschwingikeiten

• Möglichst große Anzahl von Einzelelementen wird in einer Einheit zusammengefasst.

• Kein direkter Antrieb

  • Über Hauptrotorgetriebe oder alternativ über den Antriebsstrang des Heckrotors

• Auch bei Ausfall aller Triebwerke ist während des Autorotationsfluges eine ausreichende Druckversorgung sichergestellt

Anstatt Triplexsteme wird häufig auf Simplex- oder Duplexhydrauliksysteme gesetzt.

• Duplex: Zu hohe Stellkräfte für Piloten (Aktiv-Standby /Aktiv-Aktiv-Systeme)

• Simplex: Ausreichend hohe Stellkräfte für Piloten

Vorteile:

• Permanente Verfügbarkeit von Stellantriebsleistung, auch bei einem Systemausfall

Nachteil:

• Um die Leistungsübertragung beim Ausfall eines Systems zu gewährleisten muss entweder der dynamisch belastete Teil der Steuerung für die doppelten statischen Systemkräfte ausgelegt werden oder es müssen Flugbereichseinschränkungen in Kauf genommen werden.

• Aufwendige Sychronisation und hohe Genauifkeit der Stellschieber nötig, um Kraftkonflikte (gorce fight) zwischen den beiden Systemen zu minimalisieren

• Start der Triebwerke

  • Kleinere Hubschrauber nutzen einen Elektromotor

• Weiter Aufgaben:

  • Enteisung

  • Klimatisierung der Kabine

    • kleinere Hubschrauber mit elek. Klimatisierung

  • Bedruckung der Zusatztanks

    • Kabine aufgrund der Flughöhe nicht bedruckt

• Im Triebwerksverdichter

  • Hoch- und Niederdruckverdichter

• Meist auf elektrische Energiesysteme

Bezogen auf Raumfahrt:

• Moderate Leistungsanforderungen (heutige Satelliten bei einigen kW, Tendenz steigend)

• Keine hohen Stellkräfte, keine Hydraulik

• Höhere Leistung erforderlich nur in Ausnahmefällen:

  • elekt. Antriebssysteme (z. B. Ionenantrieb)

  • größere raumstationen (ISS ~120kW)

  • evtl. militärisch Anwednung (Pulswaffen)

• Lange Einsatzdauern (mehrere Jahre)

  • äußere Energiequellen

  • ODER Quelle mit hoher Energiequelle (z. B. nukleare Energie)

• Begrenzte Möglichkeit zur Fehlersuche

Über die EPS (Electrical Power System)

Zwischen Primärsystemen (Energieerzeugung) und Sekundärsystemen (Energiespeicherung)

• Sonnenenergie

  • Photovoltaik

  • Wärmeenergie

    • Dynamische / statische Wandler

• Planetare Magnetfelder

  • Elektro dynamischer Tether

• nukleare Energie

  • Wärmeenergie

    • Dynamsiche / Statische Wandler

• Chemische Energie

  • Brennstoffzelle

• Chemische Energie

  • Baterie

• Kinematische Energie

  • Schwungrad

Es sind Kreisprozesse:

• Rankine

• Brayton

• Stirlinmotor

Thermo-elektrisch und Thermo-ionische Wandler

ca. 1368 W/m² (Mittelwert)

Vorteile:

• Nutzung von äußeren Strahlungsenergien (keine Mitführung intern gespeicherter Energie)

• Nutzungsdauer von Jahren bzw. Jahrzehnten erreichbar

• Erfahrungswerte durch extensive Nutzung

Nachteile

• Erzeugung abhängig von Umgebungsbedingungen

  (Speicher für Eklipsenperiode, Ausrichtung der Solarelemente notwendig)

• Hoher Flächenbedarf -> aerodynamischer Widerstand in niedrigen Orbits

• Defradation der Solararrays durch Strahlungsschäden, Auslegung für den “worst case” (End of life), Leistungsüberschuss bei BOF (begin of life)

Aus einem positiv (p-) und einem negativ (n-) dotierten Halbleiter

1. Sonnenlicht (Photonen) werden absorbiert

2. Elektron löst sich aus Bindung

3. Im Bereich der Sperrschicht entsteht eine Ladungstrennung = Potential

4. Elektrischer Stromkreis kann geschlossen werden.

• Liegt bei ca. 30-35% in der Realität

• Zur Überbrückung von Schattenphasen

• Eventuell auftretende Lastspitzen auffangen zu können.

Vom Orbit

• Niedriger O.: kurze Schattenzeiten und hohe Zyklenzahl (hohe Geschw. im low earth Orbit)

• Hoher Orbit: lange Schattenzeiten und niedrige Zyklenanzahl (niedrige Geschwi. z. B. Geostationary earth orbit)

Vorteile

• Konstante, unabhängige Energiequelle

• Lange Zeiträume (abhängig von Halbwertzeit) darstellbar

• Beonders geeignet für Deep-Space-Sonden

Nachteile

• Hohe Betriebstemperaturen

• Abschirmung benötigt oder externe Montage (Vermeidung von Schäden an Elektronik)

• Sicherheitsvorkehrungen (Bau und Start)

• Niedriger Wirkungsgrad (~5%), kompressierbar durch hohe nukleare Energiedichte

• Nukleare Energie

  • Wärmeenergie

    • statische Umwandlung

      • thermoelektrische Umwandlung

        • elektrische Energie

Kreisprozesse

Zu hohe Komplexität

Funktionsweise analog zu Wärmekraftmaschinen, z. B. Rankine Prozess (zweiphasiges Arbeitsmedium) oder Joule-Prozess (einphasig)

Bis zu 70% Wirkungsgrad

Seit den 60er Jahren

• Gemini (1965-66)

• Apollo (1967-72)

• Space Shuttel (1981-2011)

Bewegung eines leitenden Bandes (“Theter”) in (Erd-)Magentfeld.

• Neben der el. Energie wird auch eine Kraft induziert, welche die Bahn des Körpers absinkt.

• Gleichzeitig kann die Bahnsenkung durch einen Stromfluss in die Gegenrichtung umgekehrt werden.