DE1262784B - Luftansaugkanal, insbesondere fuer Strahltriebwerke von Flugzeugen - Google Patents
Luftansaugkanal, insbesondere fuer Strahltriebwerke von FlugzeugenInfo
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Description
BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND DEUTSCHES ///JTWW PATENTAMT
AUSLEGESCHRIFT
Int. Cl.:
B64d
Deutsche Kl.: 62 b-37/02
Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:
1262784
B83233XI/62b
12. August 1965
7. März 1968
B83233XI/62b
12. August 1965
7. März 1968
Die Erfindung bezieht sich auf einen Luftansaugkanal,
insbesondere für Strahltriebwerke von Flugzeugen, mit einem vorderen und einem hinteren
Schneidblattsatz, deren Blätter mit Abstand voneinander quer in den Luftstrom ragen und diesem ihre
Schneidränder zuwenden.
Bei allen Flugzeugmotoren mit Luftansaugung besteht die Gefahr, daß während des Fluges des Flugzeugs
oder bei seinem Start Fremdkörper, insbesondere Vögel in den Luftansaugstutzen gelangen und
das Triebwerk beschädigen können. Wenn das Triebwerk eine Gasturbine ist, dann können die Verdichterschaufeln
beschädigt werden; wenn das Triebwerk ein Lorintriebwerk ist, dann kann die Verbrennungsanlage beschädigt werden. Die Erfindung richtet sich
auf die Schaffung von Schutzeinrichtungen, die diese Gefahr herabsetzen.
Soweit es sich um Gasturbinentriebwerke handelt, hat die Schutzeinrichtung den Zweck, jegliche Vögel,
auf die das Flugzeug bei seinem Vorwärtsflug trifft, abzufangen, bevor sie den Triebwerksverdichter über
die Luftansauganlage erreichen können, und dadurch die Möglichkeit einer Beschädigung der Verdichterschaufeln
durch die Vögel auszuschalten, wobei die Verdichterschaufeln so ausgebildet sein können, daß
sie harmlos kleine Teile des Vogels durchlassen können.
Es ist bekannt, zum Vermeiden von Trümmerschäden an Triebwerken in den Luftansaugkanal
Schneidblätter einzusetzen, die zu Sätzen zusammengefaßt sind und die in Kanallängsriehtung ein wenig
gegeneinander versetzt sind. Insgesamt decken die Schneidblätter dabei aber den Querschnitt des Ansaugkanals
vollständig ab. Dieser Aufbau hat den Nachteil, daß bei Eisbildung an den Schneidblättern
der Ansaugkanal von dem Eis blockiert werden kann, was ebenfalls wieder zu einem Ausfall des Triebwerkes
führen kann.
Es ist Aufgabe der Erfindung, durch eine geeignete Anordnung der Schneidblätter außer einer Abschirmung gegen Vögel die Blockierungsgefahr des Ansaugkanals
durch Eisbildung zu beseitigen.
Die gestellte Aufgabe ist bei einem Luftansaugkanal, insbesondere für Strahltriebwerke von Flugzeugen
dadurch gelöst, daß gemäß der Erfindung der Ansaugkanal in an sich bekannter Weise gekrümmt
ist und der vordere Schneidblattsatz an der krümmungsinneren Wand und der hintere Schneidblattsatz
an der krümmungsäußeren Kanalinnenwand angeordnet ist, wobei die Schneidblätter sich so weit in
den Kanal erstrecken, daß beide Schneidblattsätze zusammen die gesamte oder nahezu die gesamte
Luftansaugkanal, insbesondere für
Strahltriebwerke von Flugzeugen
Strahltriebwerke von Flugzeugen
Anmelder:
Bristol Siddeley Engines Limited, Bristol
(Großbritannien)
Vertreter:
Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
2000 Hamburg 36, Neuer Wall 41
Als Erfinder benannt:
Gordon Manns Lewis, Bristol (Großbritannien)
Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 13. August 1964 (33 072) -
Querschnittsfläche des Ansaugkanals übergreifen, wobei aber die beiden Schneidblattsätze in Strömungsrichtung einen Abstand voneinander haben, der etwa
das Ein- bis Zweifache der Kanalbreite beträgt.
Bei einer derartigen weiten Versetzung der Schneidblattsätze innerhalb des gekrümmten Ansaugkanals
mit unabgedeckten Bereichen bleibt stets ein beachtlicher Durchströmquerschnitt frei, so daß eine etwaige
Eisbildung keine Blockierungsgefahr mit sich bringt, während aber eintretende Vögel unweigerlich auf die
Schneidblätter auftreffen müssen. Beide erwähnten Gefahren für das zugehörige Triebwerk sind dadurch
beseitigt.
Vorzugsweise verjüngt sich der Querschnitt jedes Schneidblattes zu einem einfachen Aufströmrad mit
einem spitzen Schneidwinkel. Wahlweise können die Schneidblätter auch zwei scharfe Kanten haben, die
durch die Stärke der Blätter voneinander auf Abstand gehalten sind und je einen eingeschlossenen Winkel
von 90° aufweisen; eine einzelne scharfe Kante führt jedoch zu einer besseren Schneidwirkung und einem
größeren Widerstand gegenüber Eisbildungen.
Jedes Schneidblatt kann die Form einer dreieckigen Platte haben, die parallel zu dem angrenzenden
Luftstrom liegt, längs eines Randes an der Kanalwand befestigt ist und deren vorn liegender Schneidrand
nach hinten einwärts geneigt ist.
Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung in Verbindung mit den
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3 4
Zeichnungen verschiedener Beispiele von Flugzeugen werden könnte, ohne in Stücke zerlegt zu werden,
hervor. Es zeigen .-- Die Dreiecksform des Blattes bewirkt, daß der beim
F i g. 1 und 2 schematische Drauf- bzw. Vorder- Aufprall auftretende Stoß geringer ist. Die Form und
ansichten eines Flugzeuges mit einem in dem Rumpf die kleine Vorderfläche der Blätter sowie der Abstand
untergebrachten Gasturbinentriebwerk, welches mit 5 zwischen den benachbarten Blättern haben zur Folge,
zwei seitlichen nach vorn gerichteten Ansaugkanälen daß der Luftstrom nur sehr wenig gestört wird. . .
versehen ist, Aneinander angrenzende Blätter jedes Satzes sind
F i g. 3 einen waagerechten Schnitt durch den back- längs den aneinanderstoßenden Längskanten ihrer
bordseitigen Ansaugkanal in vergrößertem Maßstab Fußplatten 24 zusammengeschweißt, und jeder Satz
sowie zwei Schneidschaufelsätze, io zusammengeschweißter Blätter wird dann an den
F i g. 4 eine Kombination von zwei übereinander kürzeren Rändern der Fußplatten an dem Ende des
angeordneten Querschnitten nach den Ebenen A-A einen Flansches eines Innenrahmens 26 mit L-förmi-
und B-B der F i g. 3 bei einer Blickrichtung des gem Querschnitt angeschweißt, der den Satz umgibt.
Längsmittelpfeils Q..in.. F ig. 3, _ Die Wände 21,. 234edes-Ansaugkanals sind mit einem
F i g. 5 einen Teilschnitt zur Darstellung des Ein- 15 Schlitz eines umrahmten Satzes versehen, wobei der
baus einer Schneidschaufel in der Wand eines An- den Schlitz begrenzende Rand jeder Wand mit einem
saugkanals in vergrößertem Maßstab, Außenrahmen 27 mit I-förmigem Querschnitt ver-
Fi g. 6 eine Teilseitenansicht einer abgewandelten sehen ist (Fig. 5), der durch Punktschweißung an der
Form des in den F i g. 1 und 2 gezeigten Flugzeugs, Außenseite der Kanalwand angeschweißt ist. Wenn
F i g. 7 einen schematischen Längsschnitt durch 20 der umrahmte Satz in den Schlitz eingesetzt ist, dann
ein Lorintriebwerk mit ringförmigem Ansaugstutzen. . umgibt der Außenrahmen 27 den Innenrahmen 26,
Die Fig. 1 und 2 zeigen ein Flugzeug, das mit und die beiden Rahmen werden dann lösbar aneineinem
zwischen den Flügeln 12 in dem Rumpf U ander befestigt, d. h. durch Bolzen, die sich durch die
angeordneten Gasturbinenstrahltriebwerk 10 ausge- überlappenden Flanschen der Rahmen hindurchstattet
ist, wobei das Verdichtergehäuse 13 des Trieb- 25 erstrecken, wie es bei 28 gezeigt ist. Die Rahmen 26
werks vorn mit zwei Luftansaugstutzen 14 in Ver- und 27 sind in der F i g. 4 weggelassen, um andere
bindung steht, die von ihren Ansaugöffnungen 15 in Einzelheiten nicht zu verdecken.
Strömungsrichtung konvergieren, um am Einlaß zum Die Vorzüge dieser Anordnung der Sätze der Verdichtergehäuse 13 zusammenzutreffen. Blätter bestehen darin, daß der Austausch eines
Strömungsrichtung konvergieren, um am Einlaß zum Die Vorzüge dieser Anordnung der Sätze der Verdichtergehäuse 13 zusammenzutreffen. Blätter bestehen darin, daß der Austausch eines
Es ist ersichtlich, daß bei dem Vorwärtsflug des 30 Satzes, nachdem beispielsweise der eingesetzte Satz
Flugzeugs der Luftstrom für das Triebwerk an der durch den Aufprall eines Vogels beschädigt wurde,
Rumpfspitze in zwei Teile aufgeteilt wird, die je an erleichtert wird und die Blätter einschließlich ihrer
einer der Führerkabine 16 benachbarten Wand vor- Füße von gleicher Form und Größe sein können, wo-
beiströmen, um in einen Ansaugkanal 14 einzutreten, bei örtliche Abweichungen in der Krümmung des
wo sie einem nach innen gebogenen Kanal folgen, um 35 aufnehmenden Kanals durch Veränderung des L-för-
den Triebwerksverdichter hinter der Kabine zu er- migen Innenrahmens 26 ausgeglichen werden,
reichen. Der Abstand der aneinander angrenzenden
Nach den Fig. 2 bis 5 ist jeder Ansaugkanal 14 Schneidblätter ist abhängig von der geschätzten Größe
mit einem vorderen Satz paralleler Schneidblätter 20 des Vogels, dem das Flugzeug möglicherweise begegausgestattet,
die auf der Innenwand 21 des Kanals 40 net, und ist in diesem Beispiel 57,15 mm. Die Schauunmittelbar hinter der Öffnung 15 angeordnet sind, fein sind aus glattem Material von einer Stärke von
sowie mit einem hinteren Satz fester Schneidblätter 3,17 mm. Ein größerer Abstand, z. B. von 152,4 mm
22, die auf der Außenwand 23 angeordnet sind. führt zu einer geringeren Behinderung gegenüber dem
Die Blätter 22 sind im Interesse der Klarheit als Luftstrom und einem verminderten Gewicht und bie-
sich radial von einer ovalen Wand forterstreckend 45 tet dennoch dem Triebwerk einen bedeutsamen
dargestellt, jedoch kann der Kanal in der Praxis eine Schutz.
zusammengesetzte Kurve bilden, und die Blätter Im Betrieb schlägt ein in einen der Ansaugkanäle
können geneigt, sogar verdreht sein, so daß sie par- 14 eintretender Vogel entweder auf den vorderen
allel zu dem örtlichen Luftstrom verlaufen. Die Schaufelsatz 20 oder — wenn er an diesem vorbei-
Blätter 20 des vorderen Satzes bestehen von der 50 gelangt — nahezu mit Sicherheit auf den hinteren
Wand 21 nach außen vor, während die Blätter 22 des Schaufelsatz 22 auf. Hauptsächlich in Abhängigkeit
hinteren Satzes entweder von der Wand 23 nach von der relativen Annäherungsgeschwindigkeit des
innen oder nach unten oder nach oben vorstehen, in Vogels an die Schneiden wird der Vogel entweder
Abhängigkeit von ihrer Lage. von diesen durchgeschnitten, so daß er in kleinere
Jedes der Blätter 20, 22 hat eine Dreiecksform und 55 Teile zerteilt wird, oder der Vogel wird zerquetscht
ist auf seiner Grundfläche mit einer länglichen Fuß- und sofort in eine klebrige Masse, die möglicherweise
platte 24 versehen. Ein geeignetes Material für die Bruchstücke von Knochen und Federn enthält, umBlätter
ist rostfreier Stahl. Jedes Blatt ist so angeord- gewandelt. So nimmt die Blattanordnung des Vernet,
daß es sich mit seinem Rand dem ankommenden dichters des Triebwerks entweder in Scheiben ge-Luftstrom
entgegenstreckt, um einen vorderen 60 schnittene Teile des Vogels auf, die, da sie kleiner
Schneidrand 25 darzubieten. Dieser ist gemäß der sind als der ganze Vogel, leichter von dem Triebwerk
Darstellung in Fig. 5 in Strömungsrichtung geneigt, aufgenommen werden können, wobei die Möglichkeit
um seine Schneidwirkung beim Aufprall eines Vogels einer Beschädigung des Triebwerks entsprechend her-
oder anderen Gegenstandes auf diesen Rand zu ver- abgesetzt ist, oder möglicherweise einige Bruchstücke
bessern. Der Rand 25 ist geschliffen, wie es in der 65 von Knochen und Federn, die ohne Gefahr von dem
Fig. 5 gezeigt ist, um eine sich verjüngende scharfe Triebwerk aufgenommen werden können.
Kante zu bilden. Eine äußerste Schärfe sollte vermie- In einer abgewandelten Form nach F i g. 6 ist der den werden, da hierdurch ein Vogel aufgeschnitten vordere Satz der Schneidblätter 20 α etwas vor. der
Kante zu bilden. Eine äußerste Schärfe sollte vermie- In einer abgewandelten Form nach F i g. 6 ist der den werden, da hierdurch ein Vogel aufgeschnitten vordere Satz der Schneidblätter 20 α etwas vor. der
Ansaugkanalöffnung 15 α angeordnet, wobei der umrahmte Satz an der entsprechenden Seite der Führerkabine
auslösbar angeordnet ist.
Die Erfindung ist auch auf einen ringförmigen Ansaugstutzen nach der Darstellung in Fig. 7, die ein
Lorintriebwerk zeigt, anwendbar. Es sind zwei ringförmige Sätze von Schneidblättern 20 δ und 22 & vorn
und hinten angeordnet, wobei der eine Satz 22 b von der Außenwand des Ansaugkanals nach innen und
der andere Satz von dem Mittelkörper 30 oder einem anderen die Innenwand 32 des Kanals bildenden
Bauteil nach außen vorsteht. Wahlweise kann ein Satz sich unmittelbar vor der Ansaugöffnung 15 b befinden.
Die Blätter befinden sich auf der Anströmseite der Verbrennungseinrichtung 34.
Die Schneidblätter des einen Satzes sind in Strömungsrichtung mit Bezug auf die Blätter des anderen
Satzes auf Lücke gesetzt, um einen breiteren Abstand der Blätter jedes Satzes ohne entsprechende Herabsetzung
der Wirksamkeit der Ansaugabschirmung zu ao erzielen. Wie aus F i g. 4 ersichtlich ist, läßt sich diese
Versetzung nicht an allen Stellen verwirklichen.
Claims (4)
1. Luftansaugkanal, insbesondere für Strahltriebwerke von Flugzeugen, mit einem vorderen
und einem hinteren Schneidblattsatz, deren Blätter mit Abstand voneinander quer in den Luftstrom
ragen und diesem ihre Schneidränder zuwenden, dadurch gekennzeichnet, daß der Ansaugkanal
in an sich bekannter Weise gekrümmt ist und der vordere Schneidblattsatz an der krümmungsinneren
Kanalinnenwand und der hintere Schneidblattsatz an der krümmungsäußeren Kanalinnenwand
angeordnet ist, wobei die Schneidblätter sich so weit in den Kanal erstrecken, daß
beide Schneidblattsätze zusammen die gesamte oder nahezu die gesamte Querschnittsfläche des
Kanals übergreifen, wobei aber die beiden Schneidblattsätze in Strömungsrichtung einen Abstand
voneinander haben, der etwa das Ein- bis Zweifache der Kanalbreite beträgt.
2. Luftansaugkanal nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Schneidblatt (20, 22)
die Form einer dreieckigen Platte hat, die parallel zu dem angrenzenden Luftstrom liegt, längs
eines ihrer Ränder an der Kanalwand befestigt ist und deren vorn liegender Schneidrand nach hinten
einwärts geneigt ist.
3. Luftansaugkanal nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Schneidblätter
eines Satzes mit Bezug auf die Schneidblätter des anderen Satzes auf Lücke stehen.
4. Luftansaugkanal nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Schneidblatt
(25) auf einer Flußplatte (24) sitzt, die mit ihren langen Rändern miteinander und mit ihren
kurzen Rändern mit einem Rahmen (26) verschweißt sind, der in die Kanalwand eingesetzt ist.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB33072/64A GB1119701A (en) | 1964-08-13 | 1964-08-13 | Guards for air intakes of jet engines |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1262784B true DE1262784B (de) | 1968-03-07 |
Family
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---|---|---|---|
DEB83233A Pending DE1262784B (de) | 1964-08-13 | 1965-08-12 | Luftansaugkanal, insbesondere fuer Strahltriebwerke von Flugzeugen |
Country Status (3)
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---|---|
US (1) | US3333794A (de) |
DE (1) | DE1262784B (de) |
GB (1) | GB1119701A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10122305A1 (de) * | 2001-05-08 | 2002-11-14 | Joachim Henkler | Ansauggitter |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4354346A (en) * | 1979-05-24 | 1982-10-19 | British Aerospace | Intake ducts for aircraft jet propulsion plant |
US4378922A (en) * | 1980-04-18 | 1983-04-05 | The Secretary Of State For Defence In Her Brittannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Aircraft having improved strake configuration |
FR2635075B1 (fr) * | 1988-08-04 | 1994-09-23 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Entree d'air supersonique bidimensionnelle et asymetrique pour l'air de combustion d'un moteur d'aeronef |
US7637455B2 (en) * | 2006-04-12 | 2009-12-29 | The Boeing Company | Inlet distortion and recovery control system |
US7803204B1 (en) * | 2009-10-19 | 2010-09-28 | Mladinich Julius C | Foreign object deflector for jet engine |
US7963094B1 (en) * | 2010-01-19 | 2011-06-21 | Cupolo Francis J | Fragmentor for bird ingestible gas turbine engine |
EP2995556B1 (de) * | 2014-09-12 | 2018-11-07 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Flugzeug mit Lufteinlass für ein Strahltriebwerk |
US10378554B2 (en) | 2014-09-23 | 2019-08-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with partial inlet vane |
US10145301B2 (en) | 2014-09-23 | 2018-12-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine inlet |
US9957807B2 (en) | 2015-04-23 | 2018-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly with scoop |
US9938848B2 (en) | 2015-04-23 | 2018-04-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly with wear member |
US10724540B2 (en) | 2016-12-06 | 2020-07-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Stator for a gas turbine engine fan |
US10690146B2 (en) | 2017-01-05 | 2020-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan nacelle assembly with flow disruptor |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2733000A (en) * | 1956-01-31 | sparklin | ||
FR960112A (de) * | 1950-04-13 | |||
FR751416A (fr) * | 1932-05-27 | 1933-09-04 | Rateau Soc | Dispositif pour diviser les matières débitées par une pompe rotative |
US2534138A (en) * | 1949-10-25 | 1950-12-12 | Gen Electric | Protective device for gas turbines |
US2738029A (en) * | 1952-07-04 | 1956-03-13 | Rolls Royce | Protective devices |
US3104522A (en) * | 1958-04-03 | 1963-09-24 | English Electric Co Ltd | Air intakes for air aspirating aircraft engines |
US3096718A (en) * | 1961-12-12 | 1963-07-09 | Conard Kenner | Trash cutter for a pump |
-
1964
- 1964-08-13 GB GB33072/64A patent/GB1119701A/en not_active Expired
-
1965
- 1965-08-12 US US479193A patent/US3333794A/en not_active Expired - Lifetime
- 1965-08-12 DE DEB83233A patent/DE1262784B/de active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10122305A1 (de) * | 2001-05-08 | 2002-11-14 | Joachim Henkler | Ansauggitter |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US3333794A (en) | 1967-08-01 |
GB1119701A (en) | 1968-07-10 |
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