DE112009000980T5 - Reduktion der Eisablösung an Vorderkantenstrukturen - Google Patents
Reduktion der Eisablösung an Vorderkantenstrukturen Download PDFInfo
- Publication number
- DE112009000980T5 DE112009000980T5 DE112009000980T DE112009000980T DE112009000980T5 DE 112009000980 T5 DE112009000980 T5 DE 112009000980T5 DE 112009000980 T DE112009000980 T DE 112009000980T DE 112009000980 T DE112009000980 T DE 112009000980T DE 112009000980 T5 DE112009000980 T5 DE 112009000980T5
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- leading edge
- divider
- regions
- ice
- plating
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 30
- 238000007747 plating Methods 0.000 claims abstract description 28
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 15
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 9
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 7
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- OAICVXFJPJFONN-UHFFFAOYSA-N Phosphorus Chemical compound [P] OAICVXFJPJFONN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 238000005253 cladding Methods 0.000 claims description 6
- 229910052698 phosphorus Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000011574 phosphorus Substances 0.000 claims description 6
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 3
- 238000007739 conversion coating Methods 0.000 claims description 2
- 239000012535 impurity Substances 0.000 claims 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 6
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 4
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 4
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 3
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 2
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 2
- 239000003973 paint Substances 0.000 description 2
- 229920001343 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 description 2
- 239000004810 polytetrafluoroethylene Substances 0.000 description 2
- 239000004814 polyurethane Substances 0.000 description 2
- 229920002635 polyurethane Polymers 0.000 description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 2
- TVEXGJYMHHTVKP-UHFFFAOYSA-N 6-oxabicyclo[3.2.1]oct-3-en-7-one Chemical compound C1C2C(=O)OC1C=CC2 TVEXGJYMHHTVKP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 206010041662 Splinter Diseases 0.000 description 1
- 230000035508 accumulation Effects 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- -1 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000005201 scrubbing Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 1
- 238000004381 surface treatment Methods 0.000 description 1
- 238000011282 treatment Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Electroplating Methods And Accessories (AREA)
- Physical Vapour Deposition (AREA)
- Chemically Coating (AREA)
Abstract
Vorderkantenstruktur zur Verwendung in einem Luft- oder Raumfahrtfahrzeug, die aufweist:
(a) einen Körper, der eine Strömungspfadoberfläche aufweist, die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während des Betriebes einem Luftstrom zugewandt zu sein; und
(b) eine metallische eisphobische Plattierung, die Nickel aufweist und die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
(a) einen Körper, der eine Strömungspfadoberfläche aufweist, die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während des Betriebes einem Luftstrom zugewandt zu sein; und
(b) eine metallische eisphobische Plattierung, die Nickel aufweist und die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
Description
- HINTERGRUND ZU DER ERFINDUNG
- Diese Erfindung betrifft allgemein Luft- und Raumfahrt-Fahrzeugstrukturen und insbesondere Materialien und Konstruktionen zur Verbesserung der Eisablösungseigenschaften (Ice-Shedding-Eigenschaften) von derartigen Strukturen.
- Alle Luftfahrzeuge enthalten verschiedene „Vorderkantenstrukturen”, d. h. freiliegende Oberflächen, die in der Richtung des Flugs weisen. Diese Oberflächen enthalten z. B. Teile des Rumpfes, der Tragflügel, Steuerflächen und Triebwerksanlagen.
- Eine übliche Art einer Flugzeugtriebwerkanlage ist ein Turbofan-Triebwerk, das einen Turbomaschinenkern mit einem Hochdruckverdichter, einer Brennkammer und einer Hochdruckturbine in serieller Strömungsbeziehung enthält. Der Kern lässt sich in bekannter Weise betreiben, um eine Antriebsgasströmung zu erzeugen. Eine durch die Kernabgase angetriebene Niederdruckturbine treibt über eine Welle einen Bläser an, um einen antreibenden Nebenstrom zu erzeugen. Die Niederdruckturbine treibt ferner einen Niederdruckverdichter oder „Booster” an, der die Einlassströmung für den Hochdruckverdichter vorverdichtet.
- Bestimmte Flugbedingungen ermöglichen eine Eisbildung an den Vorderkantenstrukturen und insbesondere den Bläser- und Booster-Strömungspfadbereichen des Triebwerks. Diese Bereiche umfassen Vorderkanten der Laufschaufeln, des Propellerhaubenkonus der statischen Leitschaufeln und der Verkleidung. Die Bundesluftfahrtbehörde FAA schreibt Zertifizierungsprüfungen an diesen Flugbetriebspunkten vor, um die Fähigkeit, den Triebwerksschub aufrechtzuerhalten, wenn sich das Eis von den verschiedenen Komponenten selbstständig ablöst und in das Triebwerk eingesaugt wird, nachzuweisen.
- Eine besondere interessierende Vorderkantenstruktur ist der Bläser-Teiler (Splitter) des Triebwerks. Der Teiler ist ein Kreisring mit einer Schaufelblattvorderkante, die unmittelbar hinter den Bläserlaufschaufeln positioniert ist. Seine Funktion ist es, den Luftstrom zur Verbrennung (über den Booster-Verdichter) von dem Nebenluftstrom aufzuteilen. Es ist für den Teiler und andere Vorderkantenstrukturen erwünscht, dass sie derartige mechanische, chemische und thermische Eigenschaften aufweisen, dass das Volumen des während eines Vereisungsereignisses gebildeten und abgelösten Eises minimiert wird. Dies wiederum minimiert die Gefahr eines Verdichterpumpens und einer mechanischen Beschädigung des Verdichters aufgrund des angesaugten Eises.
- Turbofan-Triebwerke nach dem Stand der Technik weisen Teiler auf, die aus Titan hergestellt ist, das bekanntermaßen bevorzugte Eisablösungseigenschaften bietet. Der Nachteil von Titan sind die Kosten und das Gewicht im Vergleich zu herkömmlich behandeltem Aluminium. Jedoch nimmt man an, dass sich Aluminium in einer Vereisungsumgebung eines Flugzeugs schlecht verhält. Beispiele für herkömmliche Behandlungen für Aluminium umfassen chemische Konversionsbeschichtungen und anodische Oxidation.
- Vorderkantenstrukturen können auch mit bekannten Beschichtungen geschützt werden, die als „eisphobische” oder „Anti-Eis”-Beschichtungen bezeichnet werden, z. B. mit Polyurethan-Lack oder anderen organischen Beschichtungen, geschützt werden. Diese Beschichtungen haben den Effekt, dass sie Adhäsionskräfte zwischen Eisansätzen und der geschützten Komponente vermindern. Während diese Beschichtungen die Eisablösungseigenschaften verbessern können, kann ihre Erosionsbeständigkeit nicht ausreichen, um Vorderkantenstrukturen vor dem schrubbenden Effekt von Luftströmen mit mitgerissenen abrasiven Teilchen, auf die im Flug gestoßen wird, zu schützen.
- KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
- Diesen und weiteren Nachteilen des Standes der Technik widmet sich die vorliegende Erfindung, die Komponenten mit eisphobischer Plattierung bereitstellt, die Eisadhäsionskräfte reduziert und/oder modifiziert, um eine Enteisung zu fördern und eine selbstständige Ablösung großer Eisteile zu reduzieren.
- Gemäß einem Aspekt schafft die Erfindung eine Vorderkantenstruktur zur Verwendung in einem Luft- und Raumfahrtfahrzeug, die enthält: (a) einen Körper, der eine Strömungspfadoberfläche aufweist, die eine Vorderkante definiert, die dazu eingerichtet ist, während des Betriebs einem Luftstrom zugewandt zu sein; und (b) eine metallische eisphobische Nickel aufweisende Plattierung, die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
- Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung enthält ein Teiler (Splitter) für ein Turbofan-Triebwerk: (a) einen ringförmigen Körper, der eine Strömungspfadoberfläche aufweist, die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während des Betriebs einem Luftstrom zugewandt zu sein; und (b) eine metallische eisphobische Plattierung, die Nickel aufweist und die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
- KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
- Die Erfindung kann am besten unter Bezugnahme auf die folgende Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungsfiguren verstanden werden, in denen zeigen:
-
1 eine Perspektivansicht eines durch ein Paar Turbofan-Triebwerke mit hohem Nebenstromverhältnis angetriebenen Flugzeugs, das vereisungsbeständige Komponenten enthält, die gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung aufgebaut sind; -
2 eine schematisierte halbe Querschnittsansicht eines Triebwerks, wie es in1 veranschaulicht ist; -
3 eine Hälfte einer Schnittansicht eines in2 veranschaulichten Teilers; -
4 eine von hinten mit Blick nach vorne auf einen alternativen Teiler aufgenommene Ansicht; -
5 eine entlang der Linien 5-5 nach4 aufgenommene Ansicht; -
6 eine von hinten mit Blick nach vorne auf einen anderen alternativen Teiler aufgenommene Ansicht; und -
7 eine entlang der Linien 7-7 nach6 aufgenommene Ansicht. - DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
- Bezugnehmend auf die Zeichnungen, in denen identische Bezugszeichen überall in den verschiedenen Ansichten die gleichen Elemente bezeichnen, stellt
1 ein herkömmliches Flugzeug10 einer bekannten Bauart dar, das einen im Wesentlichen rohrförmigen Rumpf12 , Tragflügel14 , die in Gondeln18 montierte Turbofan-Triebwerke16 tragen, und ein Leitwerk aufweist, das ein Höhen- und ein Seitenleitwerk20 und22 aufweist. Jede dieser Komponenten enthält eine oder mehrere freiliegende Oberflächen mit einem gekrümmten oder tragflächenprofilartigen Querschnitt, die der Flugrichtung zugewandt sind (in anderen Worten eine aerodynamische Vorderkante). Diese Komponenten werden hierin als „Vorderkantenstrukturen” bezeichnet. Während die vorliegende Erfindung im Zusammenhang mit einem Gasturbinentriebwerk näher beschrieben wird, versteht es sich, dass die darin enthaltenen Prinzipien auf eine beliebige Art einer Vorderkantenstruktur angewandt werden können. - Wie in
2 veranschaulicht, weist das Triebwerk16 eine Längsachse „A” auf, und es enthält herkömmliche Komponenten, einschließlich eines Bläsers24 , eines Niederdruckverdichters oder „Boosters”26 und einer Niederdruckturbine („NDT”)28 , die gemeinsam als ein „Niederdrucksystem” bezeichnet werden, sowie eines Hochdruckverdichters („HDV”)30 , einer Brennkammer32 und einer Hochdruckturbine („HDT”)34 , die gemeinsam als ein „Gaserzeuger” oder „Kern” bezeichnet werden, wobei verschiedene Komponenten der Gondel18 und stationäre Strukturen des Triebwerks16 , einschließlich einer Kerngondel36 , zusammenwirken, um einen Kernströmungspfad, der mit einem Pfeil „F” gekennzeichnet ist, und einen Nebenstromkanal zu definieren, der mit einem Pfeil „B” gekennzeichnet ist. - Ein stationärer ringförmiger Teiler (Splitter)
38 ist an dem vorderen Ende der Kerngondel36 zwischen dem Nebenstromkanal B und dem Kernströmungspfad F angeordnet. Der Teiler38 kann ein einziger ununterbrochener Ring sein, oder er kann aus bogenförmigen Segmenten aufgebaut sein. Während vielfältige Materialien, wie bspw. Metalllegierungen und Verbundstoffe, verwendet werden können, ist der Teiler38 vorzugsweise aus einer Aluminiumlegierung aufgebaut, um Gewicht und Kosten zu reduzieren. Z. B. kann ein Teiler aus einer Aluminiumlegierung im Vergleich zu einem Titanteiler geringeres Gewicht und geringere Kosten aufweisen. Es sind verschiedene Aluminiumlegierungen und Härtegrade zur Verwendung in Luft- und Raumfahrtanwendungen bekannt, und die spezielle Legierung, die für den Teiler38 verwendet wird, ist nicht entscheidend, solange sie für die spezielle Anwendung akzeptable mechanische Eigenschaften (z. B. Festigkeit, Ermüdungswiderstand, Korrosionsbeständigkeit, etc.) aufweist. Ein Beispiel für eine Legierung, von der bekannt ist, dass sie zum Aufbau des Teilers38 geeignet ist, ist AL7075. - Wie in
3 veranschaulicht, enthält die Strömungspfadoberfläche40 des Teilers38 einen radial nach außen gerichteten Abschnitt41 und einen radial nach innen gerichteten Abschnitt43 . Die beiden Abschnitte sind durch eine aerodynamische Vorderkante39 voneinander abgegrenzt. Der Teller38 stellt ein Beispiel für eine Vorderkantenstruktur, wie vorstehend beschrieben, dar. Wenigstens ein Abschnitt der Strömungspfadoberfläche40 weist eine darauf aufgebrachte metallische Plattierung42 auf, die „eisphobische” Eigenschaften aufweist, d. h. es werden im Vergleich zu dem Basismaterial des Teilers38 sehr geringe Adhäsionskräfte zwischen der Plattierung42 und irgendeinem Eis, das sich darauf bildet, erzeugt. Die Plattierung42 ist lediglich für die Zwecke der Veranschaulichung mit einer übertrieben starken Linie dargestellt. In dem veranschaulichten Beispiel weist der Teiler38 eine Sehnenlänge „C” in der Axialrichtung von etwa 8,9 cm (3,5 Zoll) auf. Die exakten Abmessungen sind nicht entscheidend und werden mit einer speziellen Anwendung variieren. Die Länge der Strömungspfadoberfläche40 , die plattiert ist, ist in3 mit „L” bezeichnet. Der Teiler38 kann vollständig plattiert sein, wobei in diesem Fall die Länge L 100% der Sehnenlänge C betragen würde. Jedoch bedeckt Eis im Betrieb den Splitter38 gewöhnlich nicht in diesem Ausmaße. Demgemäß kann die Plattierung42 auf irgendeine kürzere Länge beschränkt werden, die nicht dem Umfang der erwarteten Eisbedeckung entsprechen muss. Ein praktisches Beispiel für eine erwartete kürzere Länge L ist etwa 2% bis etwa 20% der Sehnenlänge C. Der radial nach innen gerichtete Abschnitt43 der Strömungspfadoberfläche40 kann unabhängig von dem Ausmaß der Bedeckung an dem radial nach außen gerichteten Abschnitt41 vollständig bedeckt sein. - Ein Beispiel für eine geeignete eisphobische metallische Plattierung ist Nickel oder eine Nickellegierung. Ein Beispiel für ein geeignetes Nickelplattierverfahren ist das stromlose Nickelplattieren, wie es in AMS2404 beschrieben ist. Im Allgemeinen wird angenommen, dass je glatter die Oberflächenendbeschaffenheit der Plattierung
42 ist, desto geringer die Eisadhäsionskräfte sein werden. Die Porosität der Plattierung42 sollte auf ein Minimum reduziert sein, um eine Korrosion und Eisadhäsion zu vermeiden. Zur Reduktion der Porosität kann die Hinzugabe von Phosphor und/oder Bor in einer kombinierten Menge von bis zu etwa 25 Gewichtsprozent hilfreich sein. Es ist bekannt, dass die Verwendung einer Plattierung mit „hohem Phosphorgehalt”, die etwa 10 Gewichtsprozent bis etwa 13 Gewichtsprozent enthält, die Porosität einer auf Aluminium aufgebrachten Nickelplattierung minimiert. - In diesem Beispiel hat die fertiggestellte Plattierung eine Dicke von etwa 0,04 mm (0,0015 Zoll) bis etwa 0,15 mm (0,0060 Zoll). Die Dicke ist für die Eisreduktionszwecke nicht entscheidend, solange das darunter liegende Substrat nicht freiliegt (d. h. die Plattierung ununterbrochen ist). Komponententests haben gezeigt, dass eine Nickelplattierung mit dieser Dicke eine mit einem Titanteil vergleichbare Erosionsbeständigkeit ergibt und zur Verwendung in einem Gasturbinentriebwerk geeignet ist. Die Dicke ist nur zur Erzielung der gewünschten Dauerhaltbarkeit und erwarteten Betriebslebensdauer für die Komponente wichtig.
- Im Betrieb wird das Triebwerk
10 Vereisungsbedingungen, nämlich der Gegenwart von Feuchtigkeit bei Temperaturen in der Nähe des Gefrierpunktes von Wasser ausgesetzt. Natürlich neigt das Eis dazu, sich an den Vorderkantenstrukturen, einschließlich des Teiles38 , zu bilden. Wenn sich die Eismasse aufbaut, dringt sie in den Luftstrom vor, so dass erhöhte aerodynamische (Strömungswiderstands-)Kräfte auf sie einwirken, die gegebenenfalls bewirken, dass sich Teile von ihr selbstständig von dem Teiler38 ablösen. Mit der vorstehend beschriebenen Plattierung42 werden Adhäsionskräfte zwischen dem Eis und dem Teiler38 im Vergleich zu herkömmlich behandeltem Aluminium und Titan deutlich reduziert. Das Ergebnis ist, dass Teile des Eises abbrechen und sich in stromabwärtiger Richtung ablösen, wenn sie eine kleinere Größe haben, als dies ansonsten der Fall sein würde. Dies vermeidet eine übermäßige Kühlung und Beschädigung durch Fremdkörper in dem Hochdruckverdichter30 . - Zusätzlich zur Verringerung der gesamten Eisadhäsionskräfte ist es auch möglich, die Eisablösungseigenschaften (Ice-Shedding-Eigenschaften) durch Variation der Eisadhäsionskräfte über der Oberfläche der Komponente zu verbessern. Insbesondere werden durch Schaffung unterschiedlicher Teilabschnitte des Teilers
38 oder einer anderen Vorderkantenstruktur mit variierenden Adhäsionseigenschaften in dem Eis selbst Spannungen erzeugt, wenn aerodynamischen Kräfte auf dieses einwirken. Dies veranlasst das Eis, in kleinere Teile und in einer vorhersagbareren Weise aufzubrechen, als wenn es sich in natürlicher Weise ablösen würde. - Als ein Beispiel veranschaulichen
4 und5 einen alternativen Teiler138 , der dem vorstehend beschriebenen Teiler38 im Aufbau ähnlich ist. Die Strömungspfadoberfläche140 ist in der Umfangsrichtung in gesonderte Oberflächenbereiche „sektoriert”. Bereiche142A haben eine metallische eisphobische Plattierung, wie vorstehend beschrieben, während die abwechselnden Bereiche142B eine Beschichtung oder Oberflächenbehandlung aufweisen oder in sonstiger Weise behandelt sind, um eine andere Eisadhäsionseigenschaft (d. h. eine deutlich größere oder geringere Adhäsion als die plattierten Bereiche142A ) zu zeigen. Die Grenzen zwischen den verschiedenen Bereichen können gerade oder gekrümmt sein und können variierende Ausrichtungen aufweisen. Beispiele von Materialien für die abwechselnden Bereiche142B würden herkömmlich behandeltes Aluminium, einen anderen Metallüberzug, organische Beschichtungen (z. B. Polyurethan- oder Epoxid-Lacke), Polytetrafluorethylen (PTFE), etc. enthalten. Für praktische Zwecke sollte ein geeignetes Erosionsschutzmaterial verwendet werden. Die Weite „W” der Bereiche142A und142B in der Umfangsrichtung kann ausgewählt sein, um Eis zu veranlassen, in relativ kleine Stücke aufzubrechen. -
6 und7 zeigen einen weiteren alternativen Teiler238 . Wie der Teiler138 ist die Strömungspfadoberfläche240 in Bereiche242A mit einer metallischen eisphobischen Plattierung, wie vorstehend beschrieben, und abwechselnde Bereiche242E mit anderen Eisadhäsionseigenschaften unterteilt. Die Grenzen zwischen den verschiedenen Bereichen können gerade oder gekrümmt verlaufen und können variierende Ausrichtungen haben. In diesem Beispiel ist die Strömungspfadoberfläche240 sowohl in der Umfangs- als auch in der Axialrichtung unterteilt. Wie dieses Beispiel veranschaulicht, kann eine beliebige geeignete Kombination aus einer umfangsmäßigen, axialen und/oder radialen Sektorierung bzw. Unterteilung verwendet werden, um die Eisablösegröße zu reduzieren. - Das Vorstehende hat Materialien und Konstruktionen zur Eisablösungsreduktion in Luft- und Raumfahrtstrukturen beschrieben. Während spezielle Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung beschrieben worden sind, ist es für Fachleute auf dem Gebiet verständlich, dass daran verschiedene Modifikationen vorgenommen werden können, ohne dass von dem Rahmen und Schutzumfang der Erfindung abgewichen wird. Demgemäß sind die vorstehende Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung und die beste Art zur Umsetzung der Erfindung lediglich für den Zweck der Veranschaulichung vorgesehen.
- Zusammenfassung:
- Eine Struktur einer Vorderkante (
39 ) zur Verwendung in einem Luft- und Raumfahrtfahrzeug enthält einen Körper mit einer Strömungspfadoberfläche (40 ), die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während eines Betriebes einem Luftstrom zugewandt zu sein, und eine metallische eisphobische Plattierung (42 ), die Nickel aufweist und die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche (40 ) aufgebracht ist.
Claims (20)
- Vorderkantenstruktur zur Verwendung in einem Luft- oder Raumfahrtfahrzeug, die aufweist: (a) einen Körper, der eine Strömungspfadoberfläche aufweist, die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während des Betriebes einem Luftstrom zugewandt zu sein; und (b) eine metallische eisphobische Plattierung, die Nickel aufweist und die auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1, wobei der Körper Aluminium aufweist.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1, wobei die Plattierung Phosphor enthält.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 3, wobei die Plattierung im Wesentlichen aus etwa 75 Gewichtsprozent Nickel besteht, wobei der Rest Phosphor, Bor und beiläufige Verunreinigungen sind.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1, wobei die Plattierung eine Dicke von etwa 0,0015 Zoll bis etwa 0,006 Zoll aufweist.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1, wobei die Strömungspfadoberfläche einen radial nach innen gerichteten Abschnitt und einen radial nach außen gerichteten Abschnitt. enthält und wobei die Plattierung etwa 2% bis etwa 20% einer Sehnenlänge des radial nach außen gerichteten Abschnitts bedeckt.
- Ringförmiger Teiler für ein Turbofan-Gastriebwerk, der die Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1 aufweist.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 1, wobei die Strömungspfadoberfläche aufweist: (a) mehrere erste Bereiche, die eine darauf aufgebrachte eisphobische metallische Plattierung aufweisen, die Nickel aufweist, wobei die ersten Bereiche eine erste Eisadhäsionscharakteristik aufweisen; und (b) mehrere zweite Bereiche, die eine zweite Eisadhäsionscharakteristik aufweisen, die sich von der ersten Eisadhäsionscharakteristik wesentlich unterscheidet.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 8, wobei die Strömungspfadoberfläche entlang mehr als einer einzigen Achse unterteilt ist.
- Vorderkantenstruktur nach Anspruch 8, wobei die zweiten Bereiche mit einer organischen oder Konversionsbeschichtung beschichtet sind.
- Teiler für ein Turbofan-Triebwerk, der aufweist: (a) einen ringförmigen Körper mit einer Strömungspfadoberfläche, die eine Vorderkante definiert, die eingerichtet ist, um während des Betriebes einem Luftstrom zugewandt zu sein; und (b) eine metallische eisphobische Plattierung, die Nickel aufweist und auf wenigstens einem Abschnitt der Strömungspfadoberfläche aufgebracht ist.
- Teiler nach Anspruch 11, wobei der Körper Aluminium aufweist.
- Teiler nach Anspruch 11, wobei die Plattierung Phosphor enthält.
- Teiler nach Anspruch 13, wobei die Plattierung im Wesentlichen aus etwa 75 Gewichtsprozent Nickel besteht, wobei der Rest Phosphor, Bor und zufällige Verunreinigungen sind.
- Teiler nach Anspruch 11, wobei die Plattierung eine Dicke von etwa 0,0015 Zoll bis etwa 0,006 Zoll aufweist.
- Teiler nach Anspruch 11, wobei die Strömungspfadoberfläche einen radial nach innen gerichteten Abschnitt und einen radial nach außen gerichteten Abschnitt enthält und wobei die Plattierung etwa 2% bis etwa 20% einer Sehnenlänge des radial nach außen gerichteten Abschnitts bedeckt.
- Teiler nach Anspruch 11, wobei die Strömungspfadoberfläche aufweist: (a) mehrere erste Bereiche, die eine darauf aufgebrachte eisphobische metallische Plattierung aufweisen, die Nickel aufweist, wobei die ersten Bereiche eine erste Eisadhäsionscharakteristik aufweisen; und (b) mehrere zweite Bereiche mit einer zweiten Eisadhäsionscharakteristik, die sich von der ersten Eisadhäsionscharakteristik wesentlich unterscheidet.
- Teiler nach Anspruch 17, wobei die Strömungspfadoberfläche in einer Umfangsrichtung sektoriert ist, um die ersten und die zweiten Bereiche zu definieren.
- Teiler nach Anspruch 17, wobei die Strömungspfadoberfläche in einer Axialrichtung sektoriert ist, um die ersten und die zweiten Bereiche zu definieren.
- Teiler nach Anspruch 17, wobei die zweiten Bereiche mit einer organischen Beschichtung überzogen sind.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12/112,660 US7992823B2 (en) | 2008-04-30 | 2008-04-30 | Ice shed reduction for leading edge structures |
US12/112,660 | 2008-04-30 | ||
PCT/US2009/035487 WO2009134526A1 (en) | 2008-04-30 | 2009-02-27 | Ice shed reduction in leading edge structures |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE112009000980T5 true DE112009000980T5 (de) | 2011-03-24 |
DE112009000980B4 DE112009000980B4 (de) | 2016-03-24 |
Family
ID=40637694
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE112009000980.8T Expired - Fee Related DE112009000980B4 (de) | 2008-04-30 | 2009-02-27 | Reduktion der Eisablösung an Vorderkantenstrukturen |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7992823B2 (de) |
JP (1) | JP5456764B2 (de) |
CA (1) | CA2722175C (de) |
DE (1) | DE112009000980B4 (de) |
GB (1) | GB2471613B (de) |
WO (1) | WO2009134526A1 (de) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008060489A1 (de) * | 2008-12-05 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsteiler für ein Fantriebwerk |
IT1397705B1 (it) * | 2009-07-15 | 2013-01-24 | Nuovo Pignone Spa | Metodo di produzione di uno strato di rivestimento per un componente di una turbomacchina, il componente stesso e la relativa macchina |
JP5510149B2 (ja) * | 2010-07-23 | 2014-06-04 | 株式会社Ihi | ガスタービンエンジン |
US9199741B2 (en) * | 2014-03-07 | 2015-12-01 | The Boeing Company | Systems and methods for passive deicing |
US10472048B2 (en) * | 2014-12-02 | 2019-11-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine spinner |
US10578637B2 (en) * | 2018-06-15 | 2020-03-03 | Rosemount Aerospace Inc. | Integration of low ice adhesion surface coatings with air data probes |
FR3084648B1 (fr) * | 2018-08-03 | 2020-07-17 | Safran Nacelles | Procede de traitement contre le givre de piece d’aeronef |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB458862A (en) | 1935-06-26 | 1936-12-28 | Henderik Van Der Horst | A new or improved method of and means for preventing the formation of ice on aircraft |
US2385662A (en) * | 1943-07-03 | 1945-09-25 | Research Corp | Deicing means |
US3173491A (en) * | 1963-11-21 | 1965-03-16 | United Aircraft Corp | Deicing system |
BE789482A (fr) * | 1971-10-04 | 1973-01-15 | Gen Electric | Construction d'ogive degivrante pour turbomachine |
GB1524908A (en) * | 1976-06-01 | 1978-09-13 | Rolls Royce | Gas turbine engine with anti-icing facility |
US4650138A (en) * | 1985-09-30 | 1987-03-17 | Internorth, Inc. | Cascaded micro-groove aerodynamic drag reducer |
US4688745A (en) * | 1986-01-24 | 1987-08-25 | Rohr Industries, Inc. | Swirl anti-ice system |
US5763249A (en) * | 1991-12-09 | 1998-06-09 | The Regents Of The University Of California | Antibody-mediated reduction of α-ketoamides |
US5736249A (en) * | 1994-08-16 | 1998-04-07 | Decora, Incorporated | Non-stick polymer-coated articles of manufacture |
US6171704B1 (en) * | 1995-12-29 | 2001-01-09 | Sermatech International, Inc. | Coating for aerospace aluminum parts |
US6258758B1 (en) * | 1996-04-26 | 2001-07-10 | Platinum Research Organization Llc | Catalyzed surface composition altering and surface coating formulations and methods |
JP2002206087A (ja) * | 2000-03-02 | 2002-07-26 | Mitsunori Yoshida | 着雪氷防止部材用組成物及びこれを用いた着雪氷防止部材 |
US6561760B2 (en) * | 2001-08-17 | 2003-05-13 | General Electric Company | Booster compressor deicer |
US6797795B2 (en) * | 2002-06-07 | 2004-09-28 | The Boeing Company | Polysiloxane(amide-ureide) anti-ice coating |
US6809169B2 (en) * | 2002-06-07 | 2004-10-26 | The Boeing Company | Polysiloxane coatings for surfaces |
US7202321B2 (en) * | 2002-06-07 | 2007-04-10 | The Boeing Company | Method and composition for sealing components and components sealed thereby |
US6725645B1 (en) * | 2002-10-03 | 2004-04-27 | General Electric Company | Turbofan engine internal anti-ice device |
WO2004078873A2 (en) | 2003-03-03 | 2004-09-16 | The Timken Company | Wear resistant coatings to reduce ice adhesion on air foils |
DK1711575T3 (en) * | 2004-01-21 | 2016-02-29 | Cargill Inc | DEFICTION COMPOSITIONS CONTAINING CORROSION INHIBITORS |
US7246773B2 (en) * | 2004-05-06 | 2007-07-24 | Goodrich Coporation | Low power, pulsed, electro-thermal ice protection system |
DE112005001996T5 (de) | 2004-08-24 | 2007-08-02 | Waters Investments Ltd., New Castle | Vorrichtungen und Verfahren zum Verhindern des Vereisens sowie vereisungsresistente Herstellungsgegenstände |
US20060281861A1 (en) * | 2005-06-13 | 2006-12-14 | Putnam John W | Erosion resistant anti-icing coatings |
CN101484628A (zh) * | 2006-05-02 | 2009-07-15 | 罗尔股份有限公司 | 使用纳米增强材料对用于复合材料中的增强纤维丝束的改性 |
US20090294724A1 (en) * | 2008-05-27 | 2009-12-03 | Appealing Products, Inc. | Anti-icing material and surface treatments |
-
2008
- 2008-04-30 US US12/112,660 patent/US7992823B2/en active Active
-
2009
- 2009-02-27 GB GB1017612A patent/GB2471613B/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-02-27 DE DE112009000980.8T patent/DE112009000980B4/de not_active Expired - Fee Related
- 2009-02-27 CA CA2722175A patent/CA2722175C/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-02-27 WO PCT/US2009/035487 patent/WO2009134526A1/en active Application Filing
- 2009-02-27 JP JP2011507499A patent/JP5456764B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB201017612D0 (en) | 2010-12-01 |
JP5456764B2 (ja) | 2014-04-02 |
CA2722175A1 (en) | 2009-11-05 |
CA2722175C (en) | 2012-05-08 |
GB2471613A (en) | 2011-01-05 |
WO2009134526A1 (en) | 2009-11-05 |
JP2011519401A (ja) | 2011-07-07 |
US7992823B2 (en) | 2011-08-09 |
GB2471613B (en) | 2011-11-23 |
US20090272095A1 (en) | 2009-11-05 |
DE112009000980B4 (de) | 2016-03-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE112009000980B4 (de) | Reduktion der Eisablösung an Vorderkantenstrukturen | |
DE112009000927T5 (de) | Eisbruchverringerung an Vorderkantenstrukturen | |
DE60223439T3 (de) | Doppelter Einlass eines Strahltriebwerks | |
DE2156319C3 (de) | ||
DE102010014900A1 (de) | Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes | |
DE102013202616B4 (de) | Vorrichtung zum Reinigen der Core Engine eines Strahltriebwerks | |
DE102007045138A1 (de) | Laufschaufel-Rückhaltesystem für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE1601549A1 (de) | Gasturbinenanlage mit einem Abscheider zum Entfernen von Fremdkoerpern | |
DE2549549A1 (de) | Integrierter gasturbinentriebwerksrumpf | |
DE2452526A1 (de) | Verbesserungen an den dynamischen lufteintritten der turboantriebe von drehfluegel-flugzeugen | |
EP3054106B1 (de) | Gasturbinenbauteil | |
DE102009049707A1 (de) | Verfahren zur Herstellung einer Lauf- oder Statorschaufel und eine derartige Schaufel | |
DE102020120733A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE2456497A1 (de) | Verfahren zur verhinderung von kavitations-erosionen bei einem schiffspropeller od. dgl. | |
DE102010019958A1 (de) | Einlaufbelag einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Herstellung | |
DE102011113205A1 (de) | Rotoranordnung | |
DE102017104036A1 (de) | Konvergent-divergente Schubdüse für ein Turbofan-Triebwerk eines Überschallflugzeugs und Verfahren zur Einstellung der Düsenhalsfläche in einer Schubdüse eines Turbofan-Triebwerks | |
DE102019132907A1 (de) | Lärmarmes gasturbinentriebwerk | |
DE102010032097A1 (de) | Verdichterschaufel eines Gasturbinentriebwerks mit selbstschärfender Vorderkantenstruktur | |
DE102013224639A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Reinigung eines Strahltriebwerks | |
DE1526812C3 (de) | Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk fur Flugzeuge | |
DE102019132904A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE102013224635A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Reinigung eines Strahltriebwerks | |
DE102012213590B4 (de) | Vorrichtung und Verfahren zum Reinigen eines Strahltriebwerks | |
DE102019111113A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Bauteils mit einem Stahlwerkstoffsystem, Bauteil herstellbar mit dem Verfahren und ein Gasturbinentriebwerk mit einem Bauteil |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R012 | Request for examination validly filed |
Effective date: 20110822 |
|
R016 | Response to examination communication | ||
R016 | Response to examination communication | ||
R016 | Response to examination communication | ||
R016 | Response to examination communication | ||
R018 | Grant decision by examination section/examining division | ||
R020 | Patent grant now final | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |