DE2843186C2 - Druckentlastungseinrichtung für Flugzeugtriebwerke - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Druckentlastungseinrichtung für Flugzeugtriebwerke nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1, die zum Schutz von Triebwerksgehäusewandhohlräumen vor einem Überdruckaufbau dient.

Die, die Triebwerksanlage umschließende Außenwandkonstruktion von Flugzeugtriebwerken, beispielsweise Turboproptriebwerken, Turboluftstrahltriebwerken und Mantelgebläsetriebwerken, die durch ein eigenes Triebwerksgehäuse oder Teile der Flugzeugrumpfaußenhaut gebildet sein kann, enthält gewöhnlich durch Schotten in Kammern unterteilte Wandhohlräume, die im allgemeinen zur Unterbringung von Triebwerkszubehör, beispielsweise Luft- und Brennstoffleitungen usw., ausgenützt und häufig unter leichtem Überdruck gehalten werden.

Um das Triebwerksgewicht möglichst klein halten zu können, werden die Außenhaut und die Schotten der Triebwerksaußenwandkonstruktion nur für einen verhältnismäßig geringen, an ihnen anstehenden Differenzdruck von beispielsweise etwa 0,4 bar ausgelegt. Sollte jedoch eine innerhalb einer Wandhohlraumkammer verlaufende Hochdruck-Luftanzapfungsleitung reißen oder undicht werden, so kann der dadurch bedingte Druckaufbau im Inneren dieser Wandhohlraumkammer zum Bruch der Außenhaut oder der Schotten mit allen sich daraus ergebenden verheerenden Folgen für das betreffende Flugzeug führen. Um dieser Gefahr Rechnung zu tragen, ordnet man gegenwärtig Druckentlastungsklappen in der das Triebwerk umschließenden Triebwerksgehäuse- oder Flugzeugrumpfaußenhaut an. Diese Klappen sind normalerweise federbelastet, so daß sie in geschlossenem Zustand gehalten werden, in welchem sie mit der Außenhautoberfläche bündig sind. Falls sich aber in dem betreffenden Wandhohlraum ein den zulässigen Sicherheitsgrenzwert übersteigender Druck aufbauen sollte, öffnen sich diese Druckentlastungsklappen.

Diese Klappen und ihre Mechanismen müssen den gegenwärtigen einschlägigen Sicherheitsnormen entsprechen und sind nicht nur teuer, sondern stellen Em Hinblick auf die Flugzeugwartung eine erhebliche Belastung dar, da sie in regelmäßigen Abständen überprüft und gewartet werden müssen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine einfachere, weniger teuere Druckentlastungseinrichtung zu finden, die nur ein Minimum an Wartungsaufwand erfordert.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Anordnung gelöst.

Demgemäß weist die erfindungsgemäße Druckentlastungseinrichtung eine bei Überdruck als Sollbruchor- gan dienende Membran in Verbindung mit einem sie überdeckenden, mit Durchbrüchen versehenen Außenhautwandteil auf, wobei die Durchbrüche des Außenhautwandteils so bemessen sind, daß sie aufgrund ihres Gesamtquerschnitts zwar eine Ableitung des Über drucks nach außen gewährleisten, jedoch aufgrund ihrer jeweils verhältnismäßig kleinen Einzelquerschnitte sicherstellen, daß der Außenhautwandteil Membranbruchstücke zurückhält, die aufgrund ihrer Größe eine mögliche Gefahr für das Flugzeug oder andere

Triebwerke bilden.

Es ist zwar aus anderen technischen Gebieten, beispielsweise aus der Geschütztechnik oder der Hydraulik bekannt, zerbrechbare Scheiben als Sollbruchstellen zu verwenden, die brechen, wenn sich auf einer Seite davon ein übermäßiger Druck aufbaut Derartige Sollbruchscheiben sind bei Flugzeugtriebwerken bisher jedoch nicht verwendet worden, wahrscheinlich wegens des Problems, daß die Bruchstücke einer solchen Sollbruchscheibe Flugzeugsteuerorgane treffen

« und beschädigen oder von anderen Triebwerken angesaugt werden können und daher eine schwere Gefahr für das Flugzeug darstellen. Bei bekannten Anwendungen solcher Sollbruchscheiben sind diese außerdem zwischen großen Flanschen eingespannt, die

se- bei Anwendung in Flugzeugtriebwerken ein wesentliches Gewichtsproblem und bei Anordnung an der Triebwerksgehäuseaußenwand außerdem ein Problem hinsichtlich des Luftwiderstands und somit der Gesamtleistungsfähigkeit des Flugzeugs darstellen würden.

Die Erfindung kann beispielsweise bei einem Mantelgebläse-Gasturbinentriebwerk Anwendung finden, das ein Basistriebwerk und ein von diesem angetriebenes, von einem Gebläsemantel umschlossenes Gebläse aufweist, wobei der Gebläsemantel einen von radial inneren und äußeren Wandungen begrenzten, in Kammern unterteilten Wandhohlraum enthält.

Außerdem kann die Erfindung beispielsweise bei einem Triebwerk Anwendung finden, bei welchem der Flugzeugrumpf das Triebwerksgehäuse bildet.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist das die Membran tragende Wandteil als am Außenhautwandteil befestigte, tellerartige innenliegende Wandscheibe ausgebildet. Die von der Membran

verschlossene öffnung dieses Wandteils ist auf der Membraninnenseite von einem Schutzgitter zum Schutz der Membran bedeckt Das Außenhautwandteil ist durch eine mit Durchbrüchen versehene Platte gebildet, die mit der übrigen Außenhaut bündig ist,

Die Durchbrüche des Außenhautwandteils sind so bemessen, daß dadurch nur ein minimaler Luftwiderstand beim Flug induziert wird.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehen mit Bezug auf die Zeichnungen mehr im einzelnen beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 im Axialhalbschnitt ein Mantelgebläse-Gasturbinentriebwerk,

F i g. 2 einen vergrößerten Schnitt längs der Linie H-II in F ig. 1 und

F i g. 3 eine Ansicht längs der Linie HI-III in F i g. 2 bei weggelassener Membran.

Das if? F i g. 1 dargestellte Mantelgebläse-Gasturbinentriebwerk weist ein Basistriebwerk 1 üblicher Bauart auf, das ein Gebläse 2 antreibt, welches innerhalb eines zwischen dem Basistriebwerk und einem Gebläsemantel 4 gebildeten Gebläsekanals 3 angeordnet ist. Das Basistriebwerk 1 ist von einem Gehäuse 5 umschlossen. Innerhalb der Gehäusewandkonstruktion 5 sind Kammern 6 und 7 gebildet, in weichen nicht im einzelnen dargestellte Triebwerksausrüstungsteile untergebracht sind. Diese Kammern sind jeweils zwischen radial inneren und äußeren Wandungen 8 und 9 der Gehäusekonstruktion gebildet und die radial äußere Wandung ist mit Druckentlastungseinrichtungen 10 versehen, welche die Kammer im Falle eines von einem schnellen Druckaufbau begleiteten Fehlers eines der Hochdrucksysteme des Triebwerks in die Außenluft entlüften.

Einzelheiten der Druckentlastungseinrichtungen 10 sind in den Fig.2 und 3 gezeigt, aus welchen hervorgeht, daß jede Druckentlastungseinrichtung ein inneres Wandteil U und ein äußeres Wandteil 12 aufweist, die zwischen sich eine Kammer 13 bilden.

Das innere Wandteil 11 ist bei 15 an der Gehäuseaußenhaut 9 angenietet und das äußere Wandteil 12 ist mittels Schrauben 16 abnehmbar befestigt, damit das innere Wandteil 11 zugänglich ist, an welchem eine zerbrechbare Membran 18 in Form einer Scheibe gehaltert ist Wie aus den Zeichnungen hervorgeht, ist das äußere Wandten 12 so gekrümmt, daß es einen bündigen und kontinuierlichen Teil der Außenhaut 9 bildet und damit einen nur minimalen Widerstandsnachteil für das Flugzeug verursacht. Das äußere Wandteil 12 ist mit einer Anzahl von Durchbrüchen 20 in Form von Langlöchern bzw. Schlitzen versehen, die so orientiert und bemessen sind, daß sie in dem über die Außenhaut hinwegströmenden Luftstrom einen minimalen Widerstand induzieren.

Das innere Wandteil 11 besteht aus einer kreisrunden tellerförmigen Platte, an welcher auf der Membraninnenseite ein Schutzgitter 22 angenietet ist. Das Schutzgitter besteht aus einer mit einem Durchbruch versehenen Scheibe 23, die an der innenliegenden Seite des seinerseits mit einer mittigen öffnung 24 versehenen inneren Wandteils 11 an diesem anliegt, und aus einer Vielzahl von mit gegenseitigen Abständen über die öffnungen der Scheibe 23 und des inneren Wandteils 11 hinwegverlaufenden Drähten 25, die das eigentliche Gitter bilden. Die innenliegende Scheibe 23 ist mittels Nieten 26 an dem inneren Wandteil 11 angenietet, und zwischen den Nieten und der Scheibe 23 ist eine Anzahl von Muttern 28 eingespannt

Die zerbrechbare Membran 18 ist an dem inneren Wandteil 11 montiert und zwischen Halteplatten 29 und 30 eingespannt die mit miteinander fluchtenden Durchbrüchen versehen sind- Die äußere Haltepiatte 30 ist mittels in die Muttern 28 eingedrehter Schrauben 32 an dem inneren Wandteil 11 befestigt

Die eine Seite der Membran 18 ist also dem äußeren Luftdruck im Gebläsekanal 3 ausgesetzt während die andere Mambranseite durch den in der Kammer 7 der Gehäusewandkonstruktion herrschenden Innendruck beaufschlagt wird. Die DruckdhYe: enz über der Membranscheibe liegt im normalen Triebwerksbetrieb im Bereich von etwa 0,07 bis 0,15 bar. Wenn diese Druckdifferenz über einen vorgegebenen Grenzwert von beispielsweise 0,35 bar ansteigt bricht die Membran, so daß der Überdruck durch die Durchbrüche 20 des äußeren Wandteils 12 hindurch in die Außenluft entweichen kann.

Die Größe der Durchbrüche 20 des äußeren Wandteils 12 ist so bemessen, daß höchstens kleine Membranbruchstücke hindurchtreten können, die keine Gefahr für das Flugzeug darstellen.

Die zerbrechbare Membran ist aus einem Grafitwerkstoff hergestellt. Derartige Membranscheiben können beispielsweise dadurch, daß sie mit einer experimentell festzulegenden üniennetzartigen Schwachstellenanordnung versehen werden, so empfindlich ausgebildet werden, daß sie beim Erreichen des maximalen Drucksicherheitsgrenzwertes zuverlässig brechen.

Am Umfang des Triebwerksgehäuses können mehrere derartige Druckentlastungseinrichtungen angeordnet sein, und falls mehrere, der Gefahr eines plötzlichen Druckanstiegs durch Bruch einer Hochdruckluftleitung od. dgl. ausgesetzte Kammern in der Gehäusewandkonstruktion vorhanden sind, können alle diese Kammern mit Druckentlastungseinrichtungen der beschriebenen Art ausgestattet sein.

Obwohl sich das obige Ausführungsbeispiel auf die Gehäusekonstruktion des Basistriebwerks eines Mantelgebläsetriebwer'ts bezieht ist die Erfindung in gleicher Weise anwendbar, wenn das Triebwerk im Flugzeugrumpf untergebracht ist und der Flugzeugrumpf das Triebwerksgehäuse bildet. Die Druckentlastungseinrichtungen sind dann, ebenfalls ohne wefentlichen Widerstandsnachteil, an dem betreffenden Teil des Flugzeugrumpfes angeordnet.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

Patentansprüche;

1. Dnickentlastungseinricntung für Flugzeugtriebwerke, die im Außenwandbereich des Triebwerksgehäuses angeordnet ist, zum Schutz von Gehäusewandhohlräumen vor einem Oberdruckaufbau dient und Mittel zur Oberdruckableitung nach außen aufweist, gekennzeichnet durch eine bei unzulässigem Oberdruck als Sollbruchorgan dienende Membran (18), die eine öffnung (24) eines den betreffenden Gehäusewandhohlraum abschließenden Wandteils verschließt und ihrerseits von einem einen Teil der Triebwerksgehäuseaußenhaut bildenden, mit Durchbrüchen versehenen Wandteil (12) überdeckt ist, wobei die beiden Wandteile und die Membran zwischen sich eine über die Durchbrüche des Außenhautwandteils mit der Außenluft in Verbindung stehende Kammer (13) begrenzen und die Durchbreche (20) des Außenhautwandteils (12) derart bemessen sind, daß sie im Falle eines Bruches der Membran zwar aufgrund ihres Gesamtquerschnitts den Oberdruck entweichen lassen, jedoch Membranbruchstücke durch den Außenhautwandteil zurückgehalten werden.

2. Druckentlastungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der die Membran (18) tragende Wandteil (11) eine an der Triebwerksgehäuseaußenhaut (9) befestigte, etwa tellerförmige innenliegende Wandplatte ist

3. Druckentlastungseinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die durch die Membran (18) verschlossene· Öffnung des die Membran tragenden Wandteils (1!) auf der innenliegenden Membranseite vo einem Schutzleiter (22) überdeckt ist.