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Die vorliegende Offenbarung betrifft ein Flugzeugtriebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Verfahren zur Temperierung einer Fan-Schaufel und / oder eines Einlaufkonus mit den Merkmalen des Anspruchs 16.
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Flugzeugtriebwerke müssen auch bei tiefen Temperaturen zuverlässig funktionieren. Grundsätzlich besteht die Gefahr, dass sich unterhalb des Gefrierpunktes Eis vor allem an den äußeren Teilen des Flugzeugtriebwerks bildet. Solche Teile sind z.B. die Fanschaufeln, die eine große Angriffsfläche für kalte Umgebungsluft bilden. Vor den Fanschaufeln ist in der Regel ein Einlaufkonus um die Rotationsachse des Flugzeugtriebwerks herum angeordnet, der auf Grund seiner Position ebenfalls verstärkt der Eisbildung ausgesetzt ist.
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Grundsätzlich sind Enteisungsmaßnahmen aus der
US 10 822 999 B2 , der
US 2385662 A , der
US 10 724 403 B2 und der
US 10 995 631 B2 bekannt.
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Es besteht die Aufgabe, effiziente Vorrichtungen und Verfahren für eine Heizung eines Flugzeugtriebwerks zu schaffen.
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Diese Aufgabe wird durch das Flugzeugtriebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 1 adressiert.
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Das Flugzeugtriebwerk weist dabei einem Einlaufkonus und eine damit gekoppelte Fan-Stufe mit einer Vielzahl von Fanschaufeln auf, wobei die Fanschaufeln jeweils über ein Verbindungsmittel mit einer Antriebswelle verbunden sind. Die Antriebswelle kann in an sich bekannter Weise von einer Turbine angetrieben werden. Die Fanschaufeln können dabei über das Verbindungsmittel, insbesondere eine Fanscheibe, verbunden sein, wobei z.B. die Fanscheibe über einen Wellenkonus mit der Antriebswelle verbunden ist.
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Ferner ist im Flugzeugtriebwerk eine Dichtungsvorrichtung für Sperrluft zwischen einen Sperrluftraum und der Rückseite des Verbindungsmittels (insbesondere der Fanscheibe) angeordnet, wobei im Betrieb des Flugzeugtriebwerkes ein Leckage-Luftstrom über die Dichtungsvorrichtung aus dem Sperrluftraum strömt. Dabei dient mindestens ein Abströmmittel für den Leckage-Luftstrom in einem Bauteil des Flugzeugtriebwerks dazu, dass der Leckage-Luftstrom in das Innere des Einlaufkonus gelangen kann. Da der Leckage-Luftstrom aus dem Inneren des Flugzeugtriebwerks in der Regel wärmer ist als die außenliegenden Komponenten wie der Einlaufkonus, kann dieser Luftstrom zur Erwärmung dieser Komponenten verwendet werden. Aufgrund der Druckverhältnisse im Flugzeugtriebwerk ist keine Fördervorrichtung o.ä. notwendig, so dass die Erwärmung der Komponenten ohne externe Energiezufuhr möglich ist.
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In einer Ausführungsform umfasst das Bauteil mit dem Abströmmittel mindestens eines der Verbindungsmittel, insbesondere einen Arm für eine Fanschaufel. Grundsätzlich ist es möglich, dass alle Arme der Fanschaufeln mit einem Abströmmittel für den Leckage-Luftstrom versehen sind.
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Es ist möglich, dass das mindestens eine Abströmmittel mindestens eine Öffnung in dem Bauteil, insbesondere dem Arm der Fanschaufel, aufweist oder das mindestens eine Abströmmittel in dem Bauteil, insbesondere dem Arm der Fanschaufel (11), als Öffnung ausgebildet ist. Das Abströmmittel kann somit eine einzige Öffnung aufweisen oder eine Vielzahl von Öffnungen. Dabei kann der Querschnitt der Öffnung des Abströmmittels senkrecht zur Oberfläche des Arms der Fanschaufel angeordnet sein, was z.B. eine Bohrung der Öffnung einfach macht.
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Der Querschnitt der Öffnung des mindestens einen Abströmmittels kann somit kreisförmig oder aber elliptisch sein oder die Form eines Langloches aufweisen.
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Alternativ oder zusätzlich kann das Abströmmittel in eine Wellenverbindung der Antriebswelle integriert oder mit einer Wellenverbindung der Antriebswelle gekoppelt sein. Die Wellenverbindung der Antriebswelle der Fan-Stufe liegt in einem Bereich, von dem aus der Leckage-Luftstrom effizient im Inneren des Flugzeugtriebwerks eingesetzt werden kann.
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In einer weiteren Ausführungsform kann die Öffnung des mindestens einen Abströmmittels in dem mindestens einen Verbindungsmittel auf der zum Sperrluftraum orientierten Seite eine schaufelartige Kontur (z.B. als Teil eines Langloches) aufweisen, so dass bei einer Rotation des mindestens einen Verbindungsmittels Sperrluft aus dem Sperrluftraum förderbar ist. Durch diese Förderwirkung wird das treibende Druckgefälle unterstützt.
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Für eine effiziente Abströmung kann die größte Querschnittsbreite des mindestens einen Abströmmittels das 0,5 bis 5-fache der Materialdicke des Bauteils aufweisen. Dabei ist es möglich, dass die Öffnung des mindestens einen Abströmmittels auf mindestens einer Seite gerundete Kanten aufweist. Damit wird die Abströmung erleichtert, da Reibungsverluste minimiert werden.
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Die Dichtungsvorrichtung kann in einer Ausführungsform mindestens eine Bürstendichtung und / oder eine Labyrinthdichtung aufweisen. Es ist auch möglich, dass die Dichtungsvorrichtung mehrere Dichtungen umfasst und einen komplexeren Aufbau aufweist.
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Ferner kann im Sperrluftraum mindestens eine Lagervorrichtung der Antriebswelle angeordnet sein
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Zum Aufbau einer größeren treibenden Druckdifferenz für den Leckage-Luftstrom kann in einer Ausführungsform mindestens eine Abströmöffnung für den Leckage-Luftstrom in der Wandung des Einlaufkonus zum Außenraum des Flugzeugtriebwerks, insbesondere am Fuß der Fanschaufeln, angeordnet sein.
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Die Fan-Stufe ist insbesondere als Blisk ausgebildet ist, d.h. einstückig.
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So kann z.B. die Sperrluft durch Öffnungen im Konus der Fanscheibe oder des Fan Blisk in das Innere des Einlaufkonus führbar sein und zwischen Einlaufkonus und Fanscheibe austreten.
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Die Aufgabe wird auch durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 16 adressiert.
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Dabei kann die Sperrluft insbesondere eine Temperatur zwischen 170 und 240 °C, insbesondere zwischen 200 und 210 °C, aufweisen. Diese Temperatur ist ausreichend, um am Zielort, dem Inneren des Einlaufkonus und / oder dem Fußbereich der Fanschaufeln, hinreichend Wärme zu übertragen. Durch die Einströmung des Leckage-Luftstroms in den Bereich des Fußes der Fanschaufeln und / oder die innere Wandung des Einlaufkonus ist es möglich, diese teilweise oder ganz auf Temperaturen im Bereich des Gefrierpunkts von Wasser zu temperieren. Dabei können die Temperaturen im Bereich von -5 bis 80°C, insbesondere im Bereich von 50 bis 80 °C, ganz insbesondere auf Temperaturen im Bereich von 60 bis 75 °C zu. Sobald die Temperaturen entsprechend erhöht sind, nimmt die Haftfähigkeit von Eis auf dem Metall ab, so dass das gebildete Eis vom Triebwerk abfallen kann.
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Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben; in den Figuren zeigen in schematischen Darstellungen:
- 1 eine Teilansicht einer ersten Ausführungsform eines Flugzeugtriebwerkes mit Mitteln zur Temperierung der Fanschaufeln und des Einlasskonus;
- 1A eine vergrößerte Darstellung eines Abströmmittels eines Leckage-Luftstroms in einem Verbindungsmittel (Arm) zwischen einer Fanschaufel und einer Antriebswelle;
- 1B eine Detaildarstellung einer weiteren Ausführungsform eines Abströmmittels mit einem Langloch;
- 1C eine Darstellung einer weiteren Ausführungsform eines Abströmmittels in einer Wellenverbindung;
- 2 eine Teilansicht einer zweiten Ausführungsform eines Flugzeugtriebwerkes mit Mitteln zur Temperierung der Fanschaufeln und des Einlasskonus, wobei die Fan-Stufe als Blisk ausgebildet ist;
- 3 eine schematische und vergrößerte Schnittansicht eines Abströmmittels;
- 4 eine schematische Ansicht der Isothermen am Fuß einer Fanschaufel.
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In der 1 ist eine Schnittansicht durch den vorderen Teil eines Flugzeugtriebwerks 50 in Turbofanbauweise dargestellt. Im Betrieb strömt Luft von links kommend um den Einlaufkonus 1 herum auf die Fan-Stufe 2 ein. Die Fan-Stufe 2 besteht in der dargestellten Ausführungsform aus einzelnen Fanschaufeln 11, die radial außen von einem Gehäuse 17 umgeben sind. Radial zur Rotationsachse 51 hin sind die Fanschaufeln 11 einzeln über einen Arm 12 mit einer Antriebswelle 12 verbunden. In der 2 wird eine alternative Ausführungsform in Bliskbauweise beschrieben.
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Die Antriebswelle 13 des Flugzeugtriebwerks 50 erstreckt sich in der Darstellung nach rechts bis zu den hier nicht dargestellten Turbinenstufen, die die Antriebswelle 13 - und damit auch die Fanschaufeln 11 - in Rotation versetzten.
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Die Antriebswelle 13 wird durch eine Reihe von Lagervorrichtungen 15 (z.B. als Kugellager ausgebildet) gelagert, die in der 1 schematisch dargestellt sind. Weitere, grundsätzlich bekannte Einzelheiten eines Flugzeugtriebwerks 50 (z.B. Verdichterstufen, Turbinenstufen, Brennkammern etc.) sind aus Gründen der Übersichtlichkeit hier nicht dargestellt.
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In der ersten Ausführungsform gemäß 1 herrschen in unterschiedlichen Bereichen des Flugzeugtriebwerks 50 Bereiche mit unterschiedlichen thermischen Bedingungen.
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Der Bereich des Einlaufkonus 1 und der Fußbereich der Fanschaufeln 11, d.h. der radial innenliegende Bereich der Fanschaufeln 11, wird insbesondere niedrigen Temperaturen ausgesetzt, wenn das Flugzeug z.B. bei kaltem Wetter im Außenraum steht. Der Einlaufkonus 1, der innen hohl ausgebildet ist, und der Fußbereich der Fanschaufeln 11 sind somit thermisch besonders exponiert. Dies kann dazu führen, dass sich in diesen Bereichen Eis bildet, das vor einem Flug entfernt werden muss, da es ansonsten Teile des Flugzeugtriebwerks 50 beschädigen könnte.
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Die im Folgenden dargestellten Ausführungsformen zeigen Mittel auf, mit denen u.U. vorhandenes Eis effizient entfernbar ist, nämlich durch eine gezielte Temperierung des Einlaufkonus 1, des Fußbereiches der Fanschaufeln 11 und / oder des inneren Ringraumes des Fan Rotors. Eis bildet sich dabei insbesondere auf der Druckseite in Nabennähe und auf dem Ringraum.
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Im Flugzeugtriebwerk 50 gibt es Bereiche, in denen in der Regel eine höhere Temperatur vorliegt als im Einlaufkonus 1 und / oder im Fußbereich der Fanschaufeln 11. So herrschen in dem Bereich um die Lagervorrichtungen 15 Temperaturen, die höher als 200 °C liegen können. Der Hohlraum um die Lagervorrichtungen 15 ist mit Luft und fein verteiltem Öl gefüllt, was hier als Sperrluft S bezeichnet wird. Der Druck im sogenannten Sperrluftraum 3 ist etwas höher als in der Umgebung des Flugzeugtriebwerks 50 oder der Innenraum des Einlaufkonus 1.
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Zum Inneren des Einlaufkonus 1 hin ist der Sperrluftraum 3 durch eine Trennfläche 18, 19 abgetrennt. Der radial äußere Teil 18 der Trennfläche ist fest mit dem Flugzeugtriebwerk verbunden und nicht beweglich ausgebildet. Der radial innere Teil 19 der Trennfläche ist mit der Antriebswelle 13 verbunden, so dass dieser radial innere Teil 19 im Betrieb relativ zum radial äußeren Teil 18 der Trennfläche rotiert.
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Im Inneren des Sperrluftraums 3 liegen Lagerungsvorrichtungen 15, die für einen sicheren Dauerbetrieb mit Öl geschmiert werden müssen. Damit das Öl nicht in nennenswertem Umfang aus dem Sperrluftraum 3 austritt, ist zwischen den beiden Teilen 18, 19 der Trennfläche eine Dichtungsvorrichtung 14 angeordnet, die z.B. mindestens eine Bürstendichtung und / oder eine Labyrinthdichtung aufweisen kann.
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Die Labyrinthdichtung ist eine berührungsfreie Wellendichtung, wobei die Dichtwirkung darauf beruht, dass für das Fluid ein Raum mit Strömungswiderständen aufgebaut wird, die aus einer Serie von scharfkantigen Dichtlippen und anschließenden Hohlräumen bestehen. Die rotierenden Lippen bewegen sich mit einem extrem kleinen Spalt ganz knapp an der stehenden Dichtfläche vorbei. Fluid, das durch die Labyrinthdichtung strömen will, wird abwechselnd im engen Spalt beschleunigt und dann im folgenden Hohlraum wieder verzögert, was zu einem erheblichen Druckverlust führt und so die Durchströmung mehr oder weniger zum Stehen bringt, worauf die Dichtwirkung beruht. Eine absolute Dichtheit ist mit dieser berührungsfreien Konstruktion allerdings nicht möglich, so dass ein Leckage-Luftstrom L aus der Dichtungsvorrichtung 14 austritt, und zwar in das Innere des Einlaufkonus 1.
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Bei Bürstendichtungen wird eine Vielzahl von Fasern mit einem Kerndraht in einem Klemmrohr fixiert, so dass eine flexible Dichtung entsteht. Anströmende Gase drücken das Drahtpaket gegen einen Stützring. Dadurch wird das Drahtpaket weiter verdichtet, so dass die Gasdurchlässigkeit reduziert wird. Auch wenn die Fluidverluste kleiner sind als bei Labyrinthdichtungen, gibt es auch hier einen Leckage-Luftstrom L, der aus dem Sperrluftraum 3 austritt.
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Die Sperrluft S im Sperrluftraum 3 weist eine relativ hohe Temperatur auf, die in der dargestellten Ausführungsform zur Heizung von Komponenten im vorderen Triebwerksteil (d.h. dem Einlaufkonus 1 und / oder dem Fußbereich der Fanschaufeln) verwendet wird.
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Um dies effizient zu ermöglichen, ist mindestens ein Abströmmittel 20 für den Leckage-Luftstrom L in einem Bauteil 12 des Flugzeugtriebwerks 50 angeordnet. Das Bauteil 12 bildet in der in 1 dargestellten Ausführungsform eine gewisse Abgrenzung zwischen dem Sperrluftraum 3 und dem Inneren des Einlaufkonus 1. Das Abströmmittel 20 macht dieses Bauteil 12 durchlässig oder zumindest durchlässiger für den Leckage-Luftstrom L.
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In der Ausführungsform gemäß der 1 wird das Bauteil 12 durch die Vielzahl der Arme der Fanschaufeln 11 gebildet, wobei die Arme jeweils ein Verbindungsmittel 12 zwischen den Fanschaufeln 11 und der Antriebswelle 13 bilden. Grundsätzlich kommen auch andere Bauteile, wie z.B. eine Wandung, in Frage, durch die das Abströmmittel 20 durchlässiger für den Leckage-Luftstrom L wird. Auch ist es zusätzlich oder alternativ möglich, das Abströmmittel 20 in ein anderes Bauteil des Flugzeugtriebs 50 zu integrieren, wie dies in 1C noch dargestellt wird.
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In der 1 ist noch ein weiteres Mittel dargestellt, das zusätzlich die Abströmung des Leckage-Luftstroms L unterstützt, wobei unterschiedliche Druckverhältnisse im Flugzeugtriebwerk 50 ausgenutzt werden. Wie erwähnt, ist der Druck im Sperrluftraum 3 vergleichsweise hoch. Eine Abströmöffnung 16 für den Leckage-Luftstrom in der Wandung des Einlaufkonus 1, insbesondere am Fuß der Fanschaufeln 11, stellt eine Verbindung zum Außenraum des Flugzeugtriebwerks 50 her, so dass der Leckage-Luftstrom L das Innere des Einlaufkonus 1 über die Abströmöffnung 16 verlassen wird.
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Durch die Wahl des Ortes der Abströmöffnung 16 nahe an der Vorderseite der Fanschaufeln 11 kann erreicht werden, dass insbesondere der Fuß der Fanschaufeln 11 sowie der innere Ringraum mit dem warmen Leckage-Luftstrom L gezielt umströmt wird. Eis, das sich in diesem Bereich befindet, kann damit abgetaut oder zumindest angetaut werden, so dass es sich im Rahmen des Betriebs des Flugzeugtriebwerks 50 einfach entfernen lässt. Die Haftfestigkeit von Eis auf metallischen Oberflächen nimmt bereits bei Temperaturen unterhalb, jedoch in der Nähe, des Gefrierpunktes (zwischen -5°C und -1°C) stark ab. Das ist ausreichend um das Eis auf Grund der auf das Eis wirkenden Fliehkraft im Betrieb abzuschleudern. Ein Aufbau von großen, dicken Eisschichten über einen längeren Zeitraum wird damit durch regelmäßiges Abschleudern des Eises verhindert. Für die Funktion ist also eine recht geringe Aufheizung des Metalls ausreichend.
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In der 1A ist der Bereich eines solchen Armes der Fanschaufel 11 vergrößert dargestellt. Das Verbindungsmittel 12 zwischen der Fanschaufel 11 und der Antriebswelle 13 weist hier als Abströmmittel 20 einen Kanal auf, der den Sperrluftraum 3 mit dem Inneren des Einlaufkonus 1 verbindet. Dieses Abströmmittel 20 ist somit vom Leckage-Luftstrom L durchströmbar. Das Abströmmittel 20 ist in der dargestellten Ausführungsform durch eine Bohrung realisiert, so dass der Querschnitt des Abströmmittels 20 - und damit auch die beiden Öffnungen des Abströmmittels 20 - kreisförmig sind.
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Der Durchmesser der Bohrung des Abströmmittels 20 entspricht ungefähr der Dicke des Verbindungsmittels 12, z.B. in einer Größenordnung von 10 mm. Grundsätzlich kann der größte freie Querschnitt das 0,5 bis das 5-fache der Materialdicke der Bauteils 12 aufweisen.
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In hier nicht dargestellten alternativen Ausführungsformen ist der Querschnitt des Abströmmittels 20 nicht kreisförmig, so kann er z.B. auch elliptisch ein. Auch ist es nicht zwingend, dass das Verbindungsmittel 12, wie in 1A dargestellt, nur einen einzigen Kanal aufweisen kann. Das Abströmmittel 20 kann auch eine Mehrzahl von Kanälen gleicher oder unterschiedlicher Form aufweisen. Bei solchen Ausführungsformen muss immer auf die mechanische Stabilität des Verbindungsmittels 12 geachtet werden, da dies hochbelastete Bauteile sind. Es kann sinnvoll sein, dass nur eine einzige Bohrung als Abströmmittel 20 verwendet wird.
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Es ist nicht zwingend, dass in jedem Teil des Verbindungsmittels 12 der Fanschaufeln 11 eine Öffnung als Abströmmittel 20 angeordnet ist. So ist es z.B. möglich, in jedem zweiten Verbindungsmittel 12 der Fanschaufeln 11 eine Bohrung einzubringen.
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In den 1A ist ferner dargestellt, dass die Öffnung des mindestens einen Abströmmittels 20 mindestens auf der zum Sperrluftraum 3 orientierten Seite gerundete Kanten aufweist, um eine möglichst verlustfreie Abströmung zu ermöglichen.
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In der 1B ist eine weitere Variante des Abströmmittels 20 im Verbindungsmittel 12 dargestellt, das eine Art Langloch aufweist. Auf einer Seite ist das Langloch breiter ausgebildet als auf der anderen Seite. Wenn nun das Verbindungsmittel 12 rotiert (in 1B durch einen Pfeil angedeutet), so wird die Sperrluft S durch den breiten Teil des Langlochs aufgefangen und durch die Öffnung im schmalen Teil des Langlochs gedrückt. Damit kann die Sperrluft S aktiv aus dem Sperrluftraum 3 gefördert werden, so dass nicht nur ein druckbetriebener Transport möglich ist. Das Langloch erfüllt hier eine Art Schaufelfunktion für die Sperrluft S, wobei grundsätzlich auch andere Schaufelformen möglich sind, mit denen die Sperrluft S gefördert werden kann.
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In 1C ist eine Variante der Ausführungsform gemäß 1A dargestellt, so dass auf die obige Beschreibung Bezug genommen werden kann. Anders als bei der in 1 und 1A dargestellten Ausführungsform ist das Abströmmittel 20 nicht in dem Arm der Fanschaufeln 11 eingebracht, sondern das Abströmmittel 20 weist zwei Öffnungen in einer Wellenverbindung 21 der Fanschaufeln 11 mit der Antriebswelle 13 auf. Fluidisch gesehen trennen auch die Wellenverbindung 21 und die Antriebswelle 13 den Sperrluftraum 3 von dem Inneren des Einlaufkonus 1.
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Die Wellenverbindung 21 kann hier z.B. als eine Form einer Stirnverzahnung (z. B. als sogenanntes curvic coupling) ausgebildet sein, in der an einer oder mehreren Stellen ein Durchlass für die Sperrluft S als Abströmmittel 20 angeordnet ist, was in 1C schematisch dargestellt ist.
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In der 1 ist eine erste Ausführungsform dargestellt, bei der die Fanschaufeln 11 als einzelne Bauteile mit der Antriebswelle 13 verbunden sind.
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In einer zweiten Ausführungsform, die in 2 dargestellt ist, ist die Fan-Stufe 2 als Blisk dargestellt. Die Blisk-Technologie ermöglicht eine Reduzierung der Triebwerksmasse durch Wegfall der einzelnen Schaufelfüße und damit einen Nutzlast-/Reichweitengewinn für das Flugzeug. In der Kombination von geringen Herstellungs- und Reparaturkosten sind sowohl der Ersatzteil- als auch der Wartungsaufwand gering.
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Die Fan-Stufe 2 bildet damit ein Bauteil, das mit der Antriebswelle 13 verbunden wird. Damit bildet ein Teil der Fan-Stufe 2 selbst ein Bauteil 12 zwischen Sperrluftraum 3 und dem Inneren des Einlaufkonus 1. Somit kann auch das mindestens eine Abströmmittel 20 für den Leckage-Luftstrom L in diesem Bauteil zwischen dem Sperrluftraum 3 und dem Inneren des Einlaufkonus 1 angeordnet sein, insbesondere in dem Arm, der als Verbindung zwischen Antriebswelle 13 und Fanschaufeln 11 dient.
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Abgesehen von der Bliskbauweise unterscheidet sich diese zweite Ausführungsform nicht von der in der 1 dargestellten ersten Ausführungsform. Auch die Ausführungsformen gemäß der 1A bis 1C sind analog für die Bliskbauweise anwendbar.
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In 3 ist der Bereich des Verbindungsmittels 12 mit einer Öffnung als Abströmmittel 20 vergrößert dargestellt. Die Fan-Stufe 2 ist hier - wie bei der Ausführungsform gemäß der 2 - in Bliskbauweise ausgeführt. Das Verbindungsmittel 12 ist über die Wellenverbindung 21 mit der Antriebswelle 13 verbunden.
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Die Sperrluft S tritt aus der Dichtungsvorrichtung 14 teilweise als Leckage-Luftstrom L in das Innere des Einlasskonus 1 aus. In der Wandung des Einlasskonus 1 ist die Abströmöffnung 16 angeordnet, die eine Verbindung zum Außenraum des Flugzeugtriebwerks 50 herstellt. Auf Grund der anliegenden Druckverhältnisse und der räumlichen Anordnung der Abströmöffnung 16 bildet sich im Inneren des Einlasskonus 1 eine Strömung aus, bei der der Leckage-Luftstrom L den Fußbereich der Fanschaufeln 11 intensiv umströmt, was einen verbesserten Wärmeübergang bewirkt.
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In der 4 ist der Effekt der Erwärmung des Einlasskonus 1 und des Fußbereiches der Fanschaufeln 11 anhand der Isothermen (hier als Graustufen dargestellt) erkennbar. Im Betrieb kann so eine absolute Erhöhung der Temperatur (verglichen mit einem Zustand ohne Erwärmung) im Fußbereich der Fanschaufeln 11 von 20 bis 40 °C erreicht werden, ohne dass eine externe Wärmequelle betrieben werden muss. Die hier dargestellten Ausführungsformen nutzen die ohnehin vorhandene Wärme der Sperrluft S.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Einlaufkonus
- 2
- Fan-Stufe
- 3
- Sperrluftraum
- 11
- Fanschaufel
- 12
- Bauteil, Verbindungsmittel (Arm) von Fanschaufel und Antriebswelle
- 13
- Antriebswelle
- 14
- Dichtungsvorrichtung
- 15
- Lagervorrichtung der Antriebswelle
- 16
- Abströmöffnung für Leckage-Luftstrom
- 17
- Gehäuse
- 18
- äußerer Teil einer Trennfläche zwischen Sperrluftraum und Innerem des Einlaufkonus
- 19
- innerer Teil einer Trennfläche zwischen Sperrluftraum und Innerem des Einlaufkonus
- 20
- Abströmmittel für Leckage-Luftstrom in Bauteil
- 21
- Wellenkupplung
- 50
- Flugzeugtriebwerk
- 51
- Rotationsachse
- L
- Leckage-Luftstrom
- S
- Sperrluft
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- US 10822999 B2 [0003]
- US 2385662 A [0003]
- US 10724403 B2 [0003]
- US 10995631 B2 [0003]
