DE3444822A1 - Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug - Google Patents

Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug

Info

Publication number
DE3444822A1
DE3444822A1 DE19843444822 DE3444822A DE3444822A1 DE 3444822 A1 DE3444822 A1 DE 3444822A1 DE 19843444822 DE19843444822 DE 19843444822 DE 3444822 A DE3444822 A DE 3444822A DE 3444822 A1 DE3444822 A1 DE 3444822A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
diffuser
section
wall
cross
diffuser according
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.)
Ceased
Application number
DE19843444822
Other languages
English (en)
Inventor
Jan Tomas Dipl.-Ing. 2000 Hamburg Haas
Robin-Leslie Dipl.-Ing. 2150 Buxtehude Hadwin
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Messerschmitt Bolkow Blohm AG filed Critical Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Priority to DE19843444822 priority Critical patent/DE3444822A1/de
Priority to GB8529778A priority patent/GB2168143B/en
Priority to FR858518093A priority patent/FR2574477B1/fr
Priority to US06/807,162 priority patent/US4641678A/en
Publication of DE3444822A1 publication Critical patent/DE3444822A1/de
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]

Description

Patentabteilung
- 3 - 06.12.84
Regelbarer Diffusor für einen Lufteinlauf an einem Flugzeug
Die Erfindung bezieht sich auf einen Diffusor nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Ein derartiger Diffusor ist immer dann erforderlich, wenn ein flugzeugfestes System wie ein Triebwerk oder eine Klimaanlage mit aus der Außenströmung entnommener Stauluft zu versorgen ist. Da diese Systeme in der Regel je nach Betriebszustand einen unterschiedlichen Luftbedarf aufweisen, sind die entsprechenden Diffusoren mit einer variablen Geometrie ausgebildet, um eine optimale Anpassung des Diffusors an den jeweiligen Betriebszustand zu erreichen, wobei auch die Fluggeschwindigkeit zu berücksichtigen ist. Hierdurch werden die Verluste bei der Umwandlung der kinetischen Energie der Luft in Druckenergie möglichst gering gehalten. Eine allgemein bekannte Ausbildung eines derart variablen Diffusors besteht darin, daß dieser einen variablen Eintrittsquerschnitt A1 und einen konstanten Austrittsquerschnitt A2 aufweist. Hierbei verändert sich bei Variation von A1 nicht nur das Flächenverhältnis A2ZA1, sondern auch der Erweiterungswinkel des Diffusors. Da von diesen beiden Parametern eine weitgehend ablösungsfreie Expansion innerhalb des Diffusors abhängt und beide Parameter infolge der Geometrie miteinander gekoppelt sind, ergibt sich ein relativ schmaler Regelbereich. Zum optimalen Betrieb im Grenzbereich der Regelung müßte ein derartiger Diffusor eine beachtliche Baulänge aufweisen.
MBB
Patentabteilung
4 - 06.12.84
He/va 9655
Demgemäß liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, einen gattungsgemäßen Diffusor derart auszubilden, daß dieser einen erweiterten Regelbereich und insbesondere eine kleinere Baulänge aufweist.
5
Diese Aufgabe ist bei einem gattungsgemäßen Diffusor durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.
10
Die damit erreichten Vorteile bestehen darin, daß der Regelbereich eines derartigen Diffusors trotz kleiner Baulänge erweitert ist. Die entsprechende Kinematik basiert ausschließlich auf Drehgelenken, woraus ein einfacher Aufbau resultiert. Bei Verwendung eines geeigneten Antriebs kann der Diffusor automatisch an die unterschiedlichen Betriebszustände angepaßt werden.
Die Erfindung ist anhand der Zeichnung dargestellt und in der Beispielbeschreibung näher erläutert. Es zeigen
Fig. 1 einen Diffusor in Bodenkonfiguration,
Fig. 2 den Diffusor nach Fig. 1 in Flugkonfiguration
25
Fig. 3 den Diffusor nach Fig. 2 bei höeren Fluggeschwindigkeiten .
Figur 1 zeigt eine Flugzeug-Außenwandung 1 mit einem sog. NACA-Einlauf 2 der durch eine strukturfeste Wandung 3 und eine bewegliche Wandung 4 begrenzt ist und an der gestrichelt dargestellten Fläche A1 in den Diffusor mit dem Endquerschnitt Ap übergeht. Der Diffusor bildet einen Kanal, der durch die Außenwandung 1 und 35
MBB
Patentabteilung
06.12.84 He/va 9655
eine weitere bewegliche Wandung begrenzt wird, die mit 5 bezeichnet ist und setzt sich in einen Kanal 7 fort, der durch die Wandung 1 und eine innere Wandung 6 gebildet ist. Die bewegliche Wandung 4 ist an ihrer Vorderkante in einem strukturfesten Punkt 8 gelagert und an ihrer Hinterkante in einem Gelenk 9 mit der Wandung 5 verbunden. In einem strukturfesten Punkt 10 ist ein Winkelhebel 11 mit den Schenkeln 11a und 11b drehbar gelagert, wobei der Schenkel 11a mit dem einen Ende an einer Stange 12 durch ein Gelenk 13 verbunden ist und das andere Ende der Stange 12 in einem Punkt 14 nahe der Vorderkante der Wandung 5 an diese angelenkt ist. Der Schenkel 11b des Winkelhebels 11 ist über ein Gelenk 15, eine Stange 16 und ein Gelenk 17 an den Schenkel 18a eines Winkelhebels 18 angeschlossen, der in einem strukturfesten Punkt 19 drehbar gelagert ist. Der Schenkel 18b ist über ein Gelenk 20 an eine Stange 21 angeschlossen, die in einem Gelenk 22 mit der Wandung 5 nahe deren Hinterkante verbunden ist. In der gezeigten Konfiguration der Wandungen 4 und 5 weist der Querschnitt A- seinen Maximalwert auf, wie er erforderlich ist, wenn sich das Flugzeug noch am Boden befindet.
Figur 2 zeigt den Diffusor nach Fig. 1 wobei dessen Eintrittsquerschnitt A1 jetzt verringert ist. Hierdurch ergibt sich die stromab erweiterte zur Umwandlung der kinetischen Energie der mit Fluggeschwindigkeit eintretenden Luft in Druckenergie erforderliche typische Diffusorform. Zur Herbeiführung dieser Konfiguration wird der Winkelhebel 11 durch einen hier nicht gezeigten Antrieb in eine Linksdrehung versetzt bis das optimale Verhältnis A,,/A„ erreicht ist. Infolge der Übertragung dieser Bewt: mg über die vorbe-
MBB
Patentabteilung
- 6 - 06.12.84
He/va 9655
schriebenen Hebel 11,18, Gelenke 13,14,15,17,20,22 und die Stangen 12,16,21 erfährt die Hinterkante der Wandung 5 noch keine nennenswerte Verlagerung quer zur Strömungsrichtung, so daß der Querschnitt Ap in dieser Konfiguration gegenüber Der Bodenkonfiguration praktisch unverändert ist.
Figur 3 zeigt den Diffusor nach Fig. 2, wobei der Eintrittsquerschnitt A1 zur Anpassung an eine höhere Fluggeschwindigkeit weiter verkleinert ist. In dieser Konfiguration weist auch der Austritt A„ einen gegenüber Fig. 2 verkleinerten Querschnitt auf. Die damit verbundene Position der Wandung 5 wird durch die beispielhaft angegebene Ausgestaltung des Betätigungsgestänges erreicht. Infolge der Verengung von Ap bleibt der Erweiterungswinkel trotz des Jetzt sehr kleinen Querschnitts A1 innerhalb eines hinreichend niedrigen Bereiches, um eine Stömungsablösung innerhalb des Diffusors zu vermeiden. Bei A« erweitert sich der Strömungsquerschnitt infolge der jetzt hier bestehenden Stufe 23 auf den Querschnitt des Kanals 7. Die hier stattfindende Ablösung ist beabsichtigt und tritt erst ein, nachdem eine weitgehende Rückverwandlung in Druckenergie erfolgt ist. Eine unkontrollierte Ausbreitung eines Ablösegebietes stromauf in den Diffusor hinein wird dadurch vermieden, so daß auch die damit verbundene Geräuschbildung mit der entsprechenden Belastung der Struktur entfällt.
Eine hier nicht gezeigte Ausgestaltung des Diffusors besteht darin, daß der Antriebsmotor des Hebels 11 aufgrund einer Regelschaltung unter Verwendung von Sensormeßergebnissen wie Druck und Temperatur derart an-
MBB
Patentabteilung
34U822
_ 7 _ 06.12.84
He/va 9655
steuerbar ist, daß die optimale Konfiguration des Diffusors gemäß einem vorgegebenen Programm automatisch einstellt.
Bei einer anderen nicht gezeigten Ausgestaltung des Diffusors sind die Vorder- und Hinterkante der Wandung 5 voneinander unabhängig betätigbar ausgebildet.
Bei einer weiteren nicht gezeigten Ausgestaltung des Diffusors sind Öffnungen zum Absaugen einer Grenzschicht insbesondere in den Wandungen 3 und 4 vorgesehen.
15
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
20
25
30
35
- Leerseite -

Claims (6)

  1. Patentabteilung
    06.12.84
    He/va
    9655
    Regelbarer Diffusor für einen Lufteinlauf an einem Flugzeug
    Patentansprüche
    il.) Diffusor für einen Lufteinlauf an einem Flugzeug mit einem veränderbaren Eintrittsquerschnitt (A1) und einem Austrittsquerschnitt (A?), dadurch gekennzeichnet , daß auch der Austrj
    führt ist.
    der Austrittsquerschnitt (Ap) veränderbar ausge-
  2. 2. Diffusor nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η-zeichnet , daß der Strömungskanal des Diffusors durch mindestens eine Wandung (5) begrenzt ist, deren Vorder- und Hinterkante annähernd quer zur Strömungsrichtung beweglich angeordnet sind.
  3. 3. Diffusor nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß ein Gestänge zur Bewegung der Vorder- und Hinterkante der Wandung (5) derart ausgebildet ist, daß bei Drehung eines Winkelhebeis (11) zunächst nur eine Verkleinerung des Querschnitts (A5) und bei Weiterführung der Drehung zusätzlich eine Verkleinerung des Querschnitts (Ap) erfolgt.
  4. 4. Diffusor nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet , daß für die Betätigung der Vorder- und Hinterkante der Wandung (5) voneinander unabhängig ansteuerbare Antriebe vorgesehen sind.
    — 2 —
    Patentabteilung
    06.12.84
    He/va
    9655
  5. 5. Diffusor nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet , daß eine Regelschaltung derart vorgesehen ist, daß die Bewegung der Wandung (5) aufgrund von Sensormeßwerten anhand eines vorgegebenen Programms in eine optimale Position automatisch erfolgt.
  6. 6. Diffusor nach einem der Ansprüche 1 bis 5 dadurch gekennzeichnet , daß insbesondere in den Wandungen (3) und (4) Öffnungen zum Absaugen einer Grenzschicht angeordnet sind.
DE19843444822 1984-12-08 1984-12-08 Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug Ceased DE3444822A1 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19843444822 DE3444822A1 (de) 1984-12-08 1984-12-08 Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug
GB8529778A GB2168143B (en) 1984-12-08 1985-12-03 A regulable diffuser for an air intake on an aircraft
FR858518093A FR2574477B1 (fr) 1984-12-08 1985-12-06 Diffuseur reglable pour une entree d'air sur un appareil volant
US06/807,162 US4641678A (en) 1984-12-08 1985-12-09 Controllable diffuser for an air intake of an aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19843444822 DE3444822A1 (de) 1984-12-08 1984-12-08 Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE3444822A1 true DE3444822A1 (de) 1986-06-12

Family

ID=6252243

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE19843444822 Ceased DE3444822A1 (de) 1984-12-08 1984-12-08 Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4641678A (de)
DE (1) DE3444822A1 (de)
FR (1) FR2574477B1 (de)
GB (1) GB2168143B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4223413A1 (de) * 1992-07-16 1994-01-20 Deutsche Aerospace Einlaufsystem für Über- und Hyperschallflugzeuge

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2192940B (en) * 1986-07-25 1990-10-31 Rolls Royce Plc A variable area aircraft air intake
DE3811614C1 (de) * 1988-04-07 1989-05-18 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
FR2635076B1 (fr) * 1988-08-04 1994-09-23 Onera (Off Nat Aerospatiale) Entree d'air supersonique et hypersonique bidimensionnelle et symetrique pour l'air de combustion d'un moteur d'aeronef
DE4008951A1 (de) * 1990-03-20 1991-09-26 Messerschmitt Boelkow Blohm Einlauframpe fuer ueber- oder hyperschallflugzeuge
US5397077A (en) * 1994-03-03 1995-03-14 General Electric Company High performance supersonic bleed inlet
US5881758A (en) * 1996-03-28 1999-03-16 The Boeing Company Internal compression supersonic engine inlet
US6089505A (en) * 1997-07-22 2000-07-18 Mcdonnell Douglas Corporation Mission adaptive inlet
US6634595B2 (en) 2002-01-11 2003-10-21 The Boeing Company Method and apparatus for controlling aircraft inlet air flow
US6655632B1 (en) 2002-08-27 2003-12-02 General Electric Company System and method for actively changing an effective flow-through area of an inlet region of an aircraft engine
DE10361722B4 (de) * 2003-12-30 2009-06-10 Airbus Deutschland Gmbh Stauluftkanal zur Umgebungsluftzufuhr in einem Flugzeug
US6959552B2 (en) * 2004-03-18 2005-11-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine inlet flow straightener
FR2879564B1 (fr) * 2004-12-20 2008-05-16 Airbus France Sas Agencement d'entree d'air de ventilation a element d'obturation mobile
FR2915461B1 (fr) * 2007-04-24 2009-06-05 Airbus France Sas Agencement d'entree d'air pour vehicule, notamment un aeronef.
US7866609B2 (en) * 2007-06-15 2011-01-11 The Boeing Company Passive removal of suction air for laminar flow control, and associated systems and methods
DE102008030399B4 (de) * 2008-06-26 2019-03-21 Airbus Operations Gmbh Luftkanal zur Umgebungsluftzufuhr in einem Flugzeug
CN104863715B (zh) * 2015-04-16 2016-08-17 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
PL412269A1 (pl) 2015-05-11 2016-11-21 General Electric Company Zanurzony wlot kanału przepływu między łopatką wirnika i łopatką kierowniczą dla turbiny gazowej z otwartym wentylatorem
US10465711B2 (en) * 2016-10-18 2019-11-05 The Boeing Company Apparatus and methods to deploy a fluid flow channel

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB898961A (de) *
GB837497A (en) * 1957-07-03 1960-06-15 Napier & Son Ltd Air intakes in aircraft engines
US2997843A (en) * 1958-04-23 1961-08-29 Bendix Corp Inlet control system for supersonic aircraft
US2971331A (en) * 1959-08-04 1961-02-14 North American Aviation Inc Aircraft air inlet system
US3265331A (en) * 1964-09-18 1966-08-09 Gen Electric Supersonic inlet
GB1073470A (en) * 1964-12-04 1967-06-28 Power Jets Res & Dev Ltd Fluid ducts
GB1134495A (en) * 1965-03-12 1968-11-27 Rolls Royce Improvements in air intakes for supersonic jet propulsion engines
GB1117266A (en) * 1967-03-09 1968-06-19 Rolls Royce Supersonic intake for a jet propulsion engine
GB1259124A (de) * 1968-12-06 1972-01-05
GB1312619A (en) * 1969-10-03 1973-04-04 Secr Defence Air intakes for gas turbine engines
GB1336724A (en) * 1970-11-03 1973-11-07 Secr Defence Gas turbine engine air intakes
GB1458033A (en) * 1973-05-31 1976-12-08 British Aircraft Corp Ltd Air intakes for jet propulsion engines
US4025008A (en) * 1973-11-27 1977-05-24 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Intake control for air utilizing aircraft engines
DE2545019C3 (de) * 1975-10-08 1980-11-20 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Regelung von verstellbaren Überschallufteinläufen, insbesondere zweidimensionalen Schragstoßdiffusoren für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4223413A1 (de) * 1992-07-16 1994-01-20 Deutsche Aerospace Einlaufsystem für Über- und Hyperschallflugzeuge

Also Published As

Publication number Publication date
FR2574477A1 (fr) 1986-06-13
GB2168143A (en) 1986-06-11
GB8529778D0 (en) 1986-01-08
US4641678A (en) 1987-02-10
GB2168143B (en) 1989-06-14
FR2574477B1 (fr) 1991-12-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3444822A1 (de) Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug
DE10057421B4 (de) Luftaustritt für Belüftungsanlagen
DE602004001924T2 (de) Flugzeugtriebwerkscowling mit verringertem Spaltmass
DE2645349C3 (de) Gasturbinen-Triebwerksanlage für Flugzeuge
DE3114481C2 (de) Schubumkehreinrichtung für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk
DE2917587A1 (de) Zweikreis-mantelstromtriebwerksanordnung
DE2638883A1 (de) Ausstroemduese mit verstellbarem austrittskonus
DE10015570A1 (de) Anordnung zur Zwangsführung eines Kühlluftstromes innerhalb eines Kühlaggregates für ein Verkehrsflugzeug
DE3201010A1 (de) Vorrichtung zum einregulieren der arbeitstemperaturen und zum synchronisieren der leitradgeschwindigkeiten von turbinen
DE2930219A1 (de) Hydraulische schubumkehr-steuervorrichtung fuer strahltriebwerke
EP0970330B1 (de) Stufenventil, insbesondere kabinenabluftventil in einem fluggerät, und verfahren zur regulierung des kabinendrucks
DE2453558B2 (de) Schubgas-Umlenkschaufel
DE1526817A1 (de) Konvergente-divergente Strahltriebswerksaustrittsduese
DE2529844A1 (de) Ventil fuer fliessfaehige stoffe mit temperaturbereich
DE3015119A1 (de) Betaetigungssystem fuer ein gasturbinentriebwerk
DE2102330C2 (de) Betätigungsglied für eine Steuereinrichtung
DE3730412A1 (de) Schubduese fuer gasturbinentriebwerke
DE60310113T2 (de) BETuTIGUNGSSYSTEM F R ELEKTROHYDRAULISCHE SCHUBUMKEHRVERRIEGELUNG
DE2356699A1 (de) Gasturbinentriebwerk
DE10160996A1 (de) Vorrichtung zur Luftmassenstromregelung
DE1626128C3 (de) Verfahren zur Regelung der Brennstoffzuführung zu der Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE102009060326A1 (de) Hochauftriebssystem für ein Flugzeug
DE2102495C2 (de) Servomechanismus
DE2434100C3 (de) Drehzahlabhängige Regleranordnung
DE2402302C3 (de) Brennstoffregelvorrichtung für die Nachbrenner eines Gasturbinenstrahltriebwerkes

Legal Events

Date Code Title Description
OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8131 Rejection