DE3932410A1 - Anti-vereisungseinrichtung - Google Patents

Anti-vereisungseinrichtung

Info

Publication number
DE3932410A1
DE3932410A1 DE3932410A DE3932410A DE3932410A1 DE 3932410 A1 DE3932410 A1 DE 3932410A1 DE 3932410 A DE3932410 A DE 3932410A DE 3932410 A DE3932410 A DE 3932410A DE 3932410 A1 DE3932410 A1 DE 3932410A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
air
wall
chamber
engine
annular chamber
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.)
Withdrawn
Application number
DE3932410A
Other languages
English (en)
Inventor
Wallace Milton Schulze
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of DE3932410A1 publication Critical patent/DE3932410A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge, die eine Lufteinlaßverkleidung verwenden, um die Luftströmung in das Haupttriebwerk zu richten, und insbesondere auf eine Einrich­ tung, um die Ansammlung von Eis auf der Einlaßverkleidung eines Flugzeug-Gasturbinentriebwerks zu verhindern bzw. angesammeltes Eis zu beseitigen.
Die Bildung von Eis auf den Vorderkanten von Triebwerkseinlässen können während des Fluges durch Wolken, die unterkühlte Wasser­ tropfen enthalten, oder während des Bodenbetriebs bei unfreund­ lichem Wetter auftreten. Ein Schutz gegen Eisbildung ist not­ wendig, da der Aufbau von Eis nahe dem Triebwerkseinlaß die freie Strömung von Luft in und um das Triebwerk herum behindern kann, wodurch die Leistungsfähigkeit des Triebwerks nachteilig beein­ flußt wird. Zusätzlich kann eine Beschädigung an Turbinenschau­ feln oder anderen inneren Triebwerkskomponenten durch.Eisstücke hervorgerufen werden, die von der Vorderkante des Lufteinlasses abbrechen und in die Einlaßluftströmung eintreten.
Bei einem typischen Anti-Vereisungssystem für die Einlaßverklei­ dung wird warme Luft in eine Kammer innerhalb der Vorderkante der Einlaßverkleidung eingeführt. Das Anti-Vereisungssystem hält die innere Oberfläche der Einlaßverkleidung oberhalb der Gefrier­ temperatur und verhindert eine Eisbildung, die die Leistungsfähig­ keit des Triebwerkes stören könnte. Verbrauchte Luft aus dem Anti- Vereisungssystem der Einlaßverkleidung wird häufig nach außen ausgestoßen ohne volle Ausnutzung der darin enthaltenen thermi­ schen Energie, wodurch Energie verschwendet wird, die dem An­ triebszyklus des Triebwerks entzogen wird.
Das mantellose Bläser-Triebwerk (UDF) der General Electric Company arbeitet mit rotierenden Schaufeln sowohl innerhalb als auch außerhalb der Einlaßverkleidung und erfordert dafür eine Anti- Vereisung der äußeren Oberfläche der Einlaßverkleidung zusätz­ lich zu der inneren Oberfläche, da die Ansammlung von Eis ent­ lang der äußeren Oberfläche die Luftströmung durch die äußere Be­ schaufelung stören kann oder losbrechen und auf die Beschaufelung aufprallen kann. Das Ausstoßen von verbrauchter Anti-Vereisungs­ luft nach außen kann auch die stromabwärtigen Strukturen oder die Leistungsfähigkeit des UDF-Triebwerkes nachteilig beeinflus­ sen.
Es ist eine Aufgabe der Erfindung, eine neue und verbesserte Anti- Vereisungseinrichtung für die Einlaßverkleidung eines Flugzeug- Gasturbinentriebwerkes zu schaffen, die die vorgenannten Nach­ teile nicht aufweist. Die Anti-Vereisungseinrichtung soll die Ansammlung von Eis sowohl auf den inneren und äußeren Oberflächen einer Nasenverkleidung verhindern bzw. angesammeltes Eis besei­ tigen. Dabei sollen auch verbesserte Mittel zum Abgeben der ver­ brauchten Luft der Anti-Vereisungseinrichtung geschaffen werden. Weiterhin soll die Anti-Vereisungseinrichtung gemäß der Erfindung die thermische Energie besser ausnutzen, die aus dem Triebwerks- Antriebszyklus entzogen wird, um die Eisansammlung auf den Vor­ derkanten einer Einlaßverkleidung zu verhindern bzw. angesammel­ tes Eis zu beseitigen.
Gemäß der Erfindung wird eine Einrichtung zum Verhindern und zum Beseitigen einer Eisansammlung auf den inneren und äußeren Ober­ flächen der Einlaßverkleidung eines Flugzeug-Gasturbinentrieb­ werks geschaffen. Innerhalb der Einlaßverkleidung ist eine ring­ förmige Kammer gebildet, wobei die vorderen inneren und vorderen äußeren Wände der Verkleidung Wände der Kammer bilden. Innerhalb dieser Kammer ist ein ringförmiger Luftkanal angeordnet, der wäh­ rend des Triebwerksbetriebes mit einen hohen Druck und eine hohe Temperatur aufweisenden Luft beaufschlagt wird, die vorzugsweise von einer Öffnung des Kompressors bzw. des Verdichters des Trieb­ werks kommt. Um den Luftkanal herum sind im Abstand mehrere Luft­ einspritzdüsen angeordnet, die die Funktion haben, Anti-Verei­ sungsluft mit einer Überschallgeschwindigkeit in Richtung auf die vordere innere Oberfläche der Einlaßverkleidung zu richten.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung sind die Düsen im Winkel angeordnet, um eine wirbelnde Masse von Anti-Ver­ eisungsluft auszubilden, die alle Oberflächen der Kammer über­ streicht. Weiterhin wird eine verbesserte Einrichtung geschaffen, um die verbrauchte Anti-Vereisungsluft aus der Kammer durch meh­ rere kleine Entlüftungsöffnungen, die in der inneren Oberfläche der Verkleidung angeordnet sind, in den inneren Mantel des Triebwerkseinlasses abzugeben.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen an­ hand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.
Fig. 1 ist eine perspektivische Darstellung des vorderen Ab­ schnittes eines Flugzeug-Gasturbinentriebwerkes, wobei die Darstellung teilweise aufgeschnitten ist, um die Ein­ richtung gemäß der Erfindung zu zeigen.
Fig. 2 zeigt einen axialen Querschnitt durch die Einlaßverklei­ dung des Gasturbinentriebwerks gemäß Fig. 1.
Fig. 3 zeigt eine Schnittdarstellung von vorne auf die Einlaß­ verkleidung des Gasturbinentriebwerks gemäß Fig. 1.
Fig. 4 ist eine geschnittene Detaildarstellung von einer der in Fig. 3 gezeigten Lufteinspritzdüsen.
Fig. 5 ist eine geschnittene Detaildarstellung von einem anderen Ausführungsbeispiel der in Fig. 4 gezeigten Luftein­ spritzdüse.
Fig. 1 ist eine perspektivische, teilweise geschnittene Darstel­ lung des Einlaßabschnittes eines Gasturbinentriebwerks, um die Einrichtung gemäß der Erfindung zu zeigen. Der vordere Abschnitt des Triebwerkes hält eine Einströmungs-Führungsschaufel-Anordnung 10 und einen Nasenkonus 12, der in einer im wesentlichen rohr­ förmigen, axial verlaufenden Einlaßverkleidung 14 eingeschlossen ist, die eine außenbordige Wand 16 und eine innenbordige Wand 18 aufweist. Die Innenwand 18 bildet einen Einlaßkanal, der Trieb­ werkseinlaßluft durch die Führungsschaufelanordnung 10 in den Triebwerkskompressor (nicht gezeigt) richtet.
Während des Fluges oder während des Bodenbetriebs unter Eisbil­ dungsbedingungen besteht die Tendenz, daß sich Eis auf den vor­ deren Oberflächen der Wände 16 und 18 bildet. Das Eis ändert die Geometrie des Einlaßbereiches zwischen der Verkleidung 14 und dem Nasenkonus 12, wodurch die erforderliche Menge und die Strömungsbahn der ankommenden Luft nachteilig beeinflußt werden. Zusätzlich können Eisstücke abbrechen und eine Beschädigung an inneren oder äußeren, stromabwärtigen Triebwerkskomponenten her­ vorrufen.
Um die Bildung von Eis entlang den vorderen Oberflächen der Ein­ strömungsverkleidung 14 zu verhindern, ist eine Ringkammer 20 zwischen den vorderen Oberflächen der Wände 16 und 18 gebildet. Ein Strukturring oder eine Querwand 22, die die Wände 16 und 18 verbindet, bildet die hintere Wand der Kammer 20. Innerhalb der Kammer 20 ist ein ringförmiger Luftkanal 24 enthalten, der mehrere Lufteinspritzdüsen 26 aufweist.
Im Betrieb wird der Luftkanal 24 mit eine hohe Temperatur und einen hohen Druck aufweisender Luft aus einer Öffnung auf dem Triebwerkskompressor (nicht gezeigt) durch Leitungsmittel 28 beaufschlagt. Alternativ könnten heiße Abgase, die aus dem Trieb­ werksauslaß abgezweigt werden, an den Luftkanal 24 geliefert wer­ den. Die erwärmte Anti-Vereisungsluft wird anschließend in die Kammer 20 durch die Lufteinspritzdüsen 26 eingeleitet, um die vorderen Oberflächen der Wände 16 und 18 zu erwärmen. Mehrere Entlüftungsöffnungen 30 sind auf der Innenwand 18 am hinteren Teil der Kammer 20 angeordnet, um die verbrauchte Anti-Verei­ sungsluft aus der Kammer 20 in die Einlaßluftströmung des Trieb­ werks abzugeben.
Fig. 2 ist ein axialer Schnitt durch die Einlaßverkleidung des Gasturbinentriebwerks gemäß Fig. 1 und zeigt die Ringkammer 20 und den Luftkanal 24 im Schnitt. Anti-Vereisungsluft tritt in den Luftkanal 24, der an dem hinteren äußersten Bereich inner­ halb der Kammer 20 angeordnet ist, durch eine Öffnung 34 ein, die in dem Strukturring bzw. der Querwand 22 angeordnet ist, und wird bei einer Überschallgeschwindigkeit durch die Lufteinspritz­ düse 26 in die Kammer 20 eingespritzt. Die Lufteinspritzdüsen 26 sind so ausgebildet, daß sie bevorzugt für eine Erwärmung der inneren Verkleidungswand sorgen, indem sie eine Luftströmung auf die vordere Innenfläche der Wand 18 richten, wie es durch den Pfeil 32 gezeigt ist. Die Wärme wird durch einen Aufprall der Anti-Ver­ eisungsluft direkt auf die Vorderkante der innenbordigen Wand 18 übertragen. Die verbrauchte Anti-Vereisungsluft tritt aus der Kammer 20 durch Entlüftungsöffnungen 30 aus, die um die Innen­ fläche der Verkleidung herum angeordnet sind. Die Entlüftungs­ öffnungen richten die Abluft entlang der Oberfläche der Innen­ wand 18, wobei jede signifikante Störung der Einlaßströmung des Triebwerks und das Gefrieren von Rücklaufwasser aus den vorderen Rändern der Einlaßverkleidung verhindert werden. Die abgegebene Luft tritt in das Triebwerk ein und wird ein Teil der Luftströ­ mung des Kerntriebwerks.
Fig. 3 ist eine Ansicht von vorne auf die in Fig. 1 gezeigte Einlaßverkleidung des Gasturbinentriebwerks. Dabei ist der obere Abschnitt der Ringkammer 20 und des ringförmigen Luftkanals 24 gezeigt. Wie aus Fig. 3 ersichtlich ist, richten die Luftein­ spritzdüsen 26 Luftströmungen auf die Innenwand 18, aber auch unter einem Winkel mit einer radialen Linie, die zur Triebwerks­ achse gezogen ist, um eine Wirbelbewegung mit hoher Geschwindig­ keit um die Ringkammer 20 herum auszubilden, wobei zahlreiche Durchläufe der Anti-Vereisungsluft und eine heftige Luftanströ­ mung auftreten. Die Richtungen dieser Luftströmungen aus den Ein­ spritzdüsen sind durch Pfeile 36 gezeigt. Ein Beispiel ist eine Luftströmung, die bei 38 gezeigt ist. Die Düsen 26 sind so ange­ ordnet, daß sie eine minimale Störung der wirbelnden Luft­ masse erzeugen.
Somit werden zwei Methoden geschaffen, um Wärme aus der Anti-Ver­ eisungsluft auf die Oberflächen der Einlaßverkleidung zu übertra­ gen, nämlich den Aufprall von Luft und das Entlang- bzw. Überstreichen der Luft. Das Luftinjektionssystem sorgt für eine bevorzugte Erwärmung der Verkleidungsinnenwand, liefert die gewünschte Erwärmung der Ver­ kleidungsaußenwand und ruft eine Wirbelbewegung um die Kammer 20 herum mit zahlreichen Umläufen der Anti-Vereisungsluft hervor für eine Wärmeübertragung auf die Kammerflächen, bevor die Luft aus­ tritt.
Die Auslaßöffnungen 30 sind in Gruppen um die Verkleidungsinnen­ wand herum angeordnet, so daß die nach hinten strömende warme Luft stromabwärtige nicht auf Einrichtungen, wie beispiels­ weise Einlaßtemperatursensoren, trifft oder diese zerstört. Die gesamte Auslaßfläche ist begrenzt, um einen angemessenen Druck in der Kammer 20 beizubehalten.
Fig. 4 ist ein detailierter Schnitt von einer der in Fig. 3 gezeigten Lufteinspritzdüsen. Daraus wird deutlich, daß der Durch­ gang durch die Düse divergent ist, wobei eine größere Querschnitts­ fläche am Düsenausgang 40 als an dem Düseneingang 42 vorgesehen ist. Die divergente Düse, die eine kontrollierte Expansion der Anti-Vereisungsluft gestattet, wenn diese von dem Kanal 24 in die Kammer 20 strömt, bewirkt, daß die Geschwindigkeit der Luft­ strömung zu einer Überschallgeschwindigkeit wird. Die Expandie­ rung der Luftströmung auf Überschallgeschwindigkeit vergrößert den Kontakt zwischen der eine hohe Temperatur aufweisenden Anti- Vereisungsluft und den Verkleidungsflächen, wodurch der Wärme­ übergang auf die Verkleidungsflächen vergrößert wird. Die Wärme­ übertragung durch das Entlangstreichen von Luft wird auch deshalb vergrößert, weil die Geschwindigkeit der wirbelnden Luftmasse und die Heftigkeit der entlangstreichenden Luft durch die Erhöhungen in der Luftströmungsgeschwindigkeit vergrößert sind.
Fig. 5 ist ein detaillierter Schnitt von einem anderen Ausfüh­ rungsbeispiel der in Fig. 4 gezeigten Lufteinspritzdüse. Die Düse ist ein Loch mit gleichförmigem Durchmesser 44, das durch die Wand des Luftkanals 24 gebildet ist. Das Loch 44 ist so ge­ formt, daß es eine Luftströmung ohne Überschallgeschwindigkeit auf die Innenwand der Verkleidung richtet und ebenfalls eine wirbelnde Luftmasse innerhalb der Ringkammer 20 ausbildet.
Vorstehend ist eine neue und verbesserte Anti-Vereisungsvorrich­ tung für eine Einlaßhaube eines Flugzeugtriebwerkes beschrieben. Dieses Anti-Vereisungssystem sorgt für eine effiziente Erwärmung sowohl der inneren als auch äußeren Oberflächen der Einlaßver­ kleidung, wobei eine bevorzugte Erwärmung der Vorderkanten der innenbordigen Oberfläche der Haube bzw. Verkleidung ausgebildet wird, und somit eine Erwärmung eines Bereiches, an dem die An­ sammlung von Eis höchst gefährlich ist. Die Wärme wird von der Anti-Vereisungsluft auf die vorderen Oberflächen der Einlaßver­ kleidung durch den Aufprall von Luft und durch das Entlangstreichen von Luft übertragen. Zusätzlich wird verbrauchte Anti-Vereisungs­ luft entlang der innenbordigen Verkleidungswand in die Einströ­ mung des Triebwerks abgegeben, wodurch das Rückgefrieren von rück­ laufendem Wasser aus der Einlaßverkleidung verhindert wird. Die Wirbelbewegung der Anti-Vereisungsluft um die Ringkammer herum für viele Umläufe, bevor die Luft abgegeben und die Luft in den Einströmungskanal entlang der Innenwand der Einlaßverkleidung abgegeben wird, sorgt für vermehrte Gelegenheiten der Wärmeüber­ tragung von der Anti-Vereisungsluft, wodurch eine effizientere Ausnutzung der thermischen Energie herbeigeführt wird, die dem Antriebszyklus des Triebwerks entzogen wird.
Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele der Erfindung möglich. Beispielsweise können die Anzahl, die Lage oder der Auf­ bau der Luftdüsen und der Abgasöffnungen variiert werden, um un­ terschiedliche Temperaturen, Drucke oder Geschwindigkeiten inner­ halb der Kammer 20 entsprechend den Eisbildungsbedingungen zu er­ zeugen, die für das spezielle Flugzeug zu erwarten sind. Die geo­ metrische Form der Kammer 20, des Luftkanals 24 oder anderer Systemkomponenten und die Positionierung der Komponenten können ebenfalls verändert werden.

Claims (24)

1. Einrichtung zum Verhindern und Beseitigen einer Eisansammlung auf der Vorderkante einer Gasturbinentriebwerkseinlaßverklei­ dung, die eine innere Wand und eine äußere Wand aufweist, wo­ bei die innere Wand einen Einlaßkanal bildet, der Luft in das Triebwerk richtet, gekennzeichnet durch :
eine ringförmige Kammer (20) an dem vorderen Rand der Verkleidung (14), wobei die vorderen inneren und vorderen äußeren Wände (16, 18) der Verkleidung (14) Wände der Kammer (20) bilden,
mehrere Lufteinspritzdüsen (26), die im Abstand um die Kammer (20) herum jeweils derart angeordnet sind, daß sie eine Luftströmung mit einer Überschallgeschwindigkeit auf die vordere Innenwand (18) der Verkleidung (14) richten, und
Mittel (24; 28) zum Liefern von Luft mit einem hohen Druck und einer erhöhten Temperatur an jede der Lufteinspritzdüsen (26).
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Lufteinspritzdüsen (26) im gleichen Abstand um einen Luftkanal (24) in der Kammer (20) herum angeordnet sind.
3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ einspritzdüsen (26) derart angeordnet sind, daß sie eine wirbelnde heiße Luftmasse innerhalb der Ringkammer (20) aus­ bilden, wodurch für eine Erwärmung sowohl der Innen- als auch Außenwand (16, 18) gesorgt wird.
4. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle der einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur auf­ weisenden Luft eine Öffnung des Kompressors bzw. Verdichters des Triebwerks ist.
5. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle der einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur aufweisen­ den Luft eine Öffnung in dem Abgassystem des Triebwerks ist.
6. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Mittel (30) zum Abgeben von Luft in den Außenraum der Ringkammer (20) vorgesehen sind.
7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ abgabemittel mehrere Entlüftungsöffnungen (30) aufweisen, die um die Innenwand (18) der Verkleidung (14) herum angeordnet sind und Luft aus dem hinteren Bereich der Ringkammer (20) in den Einströmungskanal abgeben.
8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die ge­ samte Entlüftungsfläche der Entlüftungsöffnungen (30) derart begrenzt ist, daß ein vorbestimmter Luftdruck innerhalb der Kammer (20) beibehalten ist.
9. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Ent­ lüftungsöffnungen (30) die austretende Luft entlang der innen­ bordigen Wand richten, die den Einströmungskanal begrenzt.
10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Ent­ lüftungsöffnungen (30) im gleichen Abstand um die innenbordige Wand herum angeordnet sind.
11. Einrichtung zum Verhindern und Beseitigen einer Eisansammlung auf der Vorderkante einer Gasturbinentriebwerkseinlaßverklei­ dung, die eine innere Wand und eine äußere Wand aufweist, wo­ bei die innere Wand einen Einlaßkanal bildet, der Luft in das Triebwerk richtet, gekennzeichnet durch :
eine ringförmige Kammer an dem vorderen Rand der Verkleidung (14), wobei die vorderen inneren und vorderen äußeren Wände (16, 18) der Verkleidung (14) Wände der Kammer (20) bilden,
mehrere Lufteinspritzdüsen (26) im Abstand um die Kammer (20) herum derart angeordnet sind, daß jede Düse (26) eine Luft­ strömung auf die vordere innenbordige Wand (18) der Verklei­ dung (14) richtet und die Lufteinspritzdüsen (26) eine wir­ belnde heiße Luftmasse innerhalb der Ringkammer (20) hervor­ rufen, und
Mittel (24, 28) zur Zufuhr von einen hohen Druck und eine er­ höhte Temperatur aufweisender Luft zu jeder der Lufteinspritz­ düsen (26).
12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ einspritzdüsen (26) im gleichen Abstand um den Luftkanal (24) herum angeordnet sind.
13. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ einspritzdüsen (26) der Luftströmung eine Überschallgeschwin­ digkeit erteilen.
14. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle der einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur aufweisenden Luft eine Öffnung des Kompressors bzw. Verdichters des Trieb­ werks ist.
15. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle der einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur aufweisenden Luft eine Öffnung in dem Abgassystem des Triebwerks ist.
16. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß Mittel (30) zum Abgeben von Luft in den Außenraum der Ringkammer (20) vor­ gesehen sind.
17. Einrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft­ abgabemittel mehrere Entlüftungsöffnungen (30) aufweisen, die um die Innenwand (18) der Verkleidung (14) herum angeordnet sind und Luft aus dem hinteren Bereich der Ringkammer (20) in den Einströmungskanal abgeben.
18. Einrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die ge­ samte Entlüftungsfläche der Entlüftungsöffnungen (30) derart begrenzt ist, daß ein vorbestimmter Luftdruck innerhalb der Kammer (20) beibehalten ist.
19. Einrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Entlüf­ tungsöffnungen (30) die austretende Luft entlang der innen­ bordigen Wand richten, die den Einströmungskanal begrenzt .
20. Einrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Ent­ lüftungsöffnungen (30) im gleichen Abstand um die innenbor­ dige Wand herum angeordnet sind.
21. Einrichtung zum Verhindern und Beseitigen einer Eisansamm­ lung auf der Vorderkante einer Gasturbinentriebwerkseinlaß­ verkleidung, die eine innere Wand und eine äußere Wand auf­ weist, wobei die innere Wand einen Einlaßkanal bildet, der Luft in das Triebwerk richtet, gekennzeichnet durch :
eine ringförmige Kammer an dem vorderen Rand der Verkleidung (14), wobei die vorderen inneren und vorderen äußeren Wände (16, 18) der Verkleidung (14) Wände der Kammer (20) bilden,
einen ringförmigen Luftkanal (24) innerhalb der Ringkammer (20),
Mittel (28) zum Zuführen von einen hohen Druck und eine er­ höhte Temperatur aufweisender Luft zu dem Luftkanal (24) und
mehrere Lufteinspritzdüsen (26), die um den Kanal (24) herum im Abstand angeordnet sind und die jeweils eine Luftströmung mit Überschallgeschwindigkeit auf die vordere innenbordige Wand (18) der Verkleidung (14) richten.
22. Einrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Ver­ kleidung (14) einen äußeren Strukturring (22) aufweist und der Luftkanal (24) einstückig mit dem Strukturring (22) aus­ gebildet ist.
23. Einrichtung zum Verhindern und Beseitigen einer Eisansammlung auf der Vorderkante einer Gasturbinentriebwerkseinlaßver­ kleidung, die eine innere Wand und eine äußere Wand aufweist, wobei die innere Wand einen Einlaßkanal bildet, der Luft in das Triebwerk richtet, gekennzeichnet durch :
eine ringförmige Kammer an dem vorderen Rand der Verkleidung (14), wobei die vorderen inneren und vorderen äußeren Wände (16, 18) der Verkleidung (14) Wände der Kammer (20) bilden,
einen ringförmigen Luftkanal (24) innerhalb der Ringkammer (20),
Mittel zum Zuführen von einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur aufweisender Luft von einer öffnung am Triebwerks­ kompressor zu dem Luftkanal (24),
mehrere Lufteinspritzdüsen (26) im gleichen Abstand um den Kanal (24) herum derart angeordnet sind, daß sie jeweils eine Luftströmung mit Überschallgeschwindigkeit auf die vordere innenbordige Wand (18) der Verkleidung (14) und in einer Richtung richten, daß eine wirbelnde heiße Luftmasse inner­ halb der Ringkammer (20) hervorgerufen ist, die für eine Er­ wärmung sowohl der innenbordigen als auch außenbordigen Ver­ kleidungswände (16, 18) sorgt, und
mehrere Entlüftungsöffnungen (30) um die Innenwand (18) der Verkleidung (14) herum angeordnet sind zum Ausstoßen von Luft aus dem hinteren Bereich der Ringkammer (20) in den Ein­ laßkanal, wobei die Entlüftungsöffnungen (30) die abgegebene Luft entlang der innenbordigen Wand (18) richten, die den Einlaßkanal begrenzt.
24. Einrichtung für ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk, das in einem Gehäuse enthalten ist, gekennzeichnet durch :
eine im wesentlichen rohrförmige Verkleidung (14), die ein vorderes Ende des Triebwerksgehäuses bildet und eine ring­ förmige Vorderkante aufweist, wobei die Verkleidung (14) eine innenbordige Wand (18) und eine außenbordige Wand (16) aufweist und die innenbordige Wand (18) einen Einlaßkanal begrenzt, der Luft in das Triebwerk richtet,
einen Strukturring (22), der die innenbordige Wand (18) und die außenbordige Wand (16) verbindet und eine Kammer (20) an der Vorderkante der Verkleidung (14) bildet,
einen ringförmigen Luftkanal (24) innerhalb der Kammer (20),
Mittel zum Zuführen von einen hohen Druck und eine erhöhte Temperatur aufweisender Luft zu dem Luftkanal (24) und mehrere Lufteinspritzdüsen (26), die im gleichen Abstand um den Kanal (24) herum derart angeordnet sind, daß sie eine Luftströmung mit einer Überschallgeschwindigkeit auf die vor­ dere innenbordige Wand (18) der Verkleidung (14) und in einer Richtung richten, die eine wirbelnde heiße Luftmasse inner­ halb der Ringkammer (20) ausbildet, die für eine Erwärmung sowohl der innenbordigen als auch außenbordigen Verklei­ dungswände (16, 18) sorgt.
DE3932410A 1988-10-03 1989-09-28 Anti-vereisungseinrichtung Withdrawn DE3932410A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/251,727 US5088277A (en) 1988-10-03 1988-10-03 Aircraft engine inlet cowl anti-icing system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE3932410A1 true DE3932410A1 (de) 1990-04-05

Family

ID=22953152

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3932410A Withdrawn DE3932410A1 (de) 1988-10-03 1989-09-28 Anti-vereisungseinrichtung

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5088277A (de)
JP (1) JPH02130225A (de)
DE (1) DE3932410A1 (de)
GB (1) GB2224779B (de)
IT (1) IT1231122B (de)

Families Citing this family (70)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5220785A (en) * 1991-07-15 1993-06-22 United Technologies Corporation Side discharge anti-ice manifold
US5257498A (en) * 1992-04-23 1993-11-02 United Technologies Corporation Efficient anti-ice exhaust vent
US5683062A (en) * 1995-02-27 1997-11-04 General Electric Company Aircraft anti-insect system
GB2314887B (en) * 1996-07-02 2000-02-09 Rolls Royce Plc Ice protection for porous structure
US6179251B1 (en) * 1998-02-06 2001-01-30 Northrop Grumman Corporation Thin inlet lip design for low drag and reduced nacelle size
US6688558B2 (en) 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US6371411B1 (en) 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
FR2803821B1 (fr) * 2000-01-17 2002-04-05 Dassault Aviat Bec de voilure d'aeronef equipe d'un dispositif d'antigivrage, voilure equipee d'un tel bec, et aeronef equipe d'une telle voilure
US6702233B1 (en) * 2001-02-07 2004-03-09 Rohr, Inc. Airfoil anti-icing assembly and method
FR2820716B1 (fr) * 2001-02-15 2003-05-30 Eads Airbus Sa Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
JP3749135B2 (ja) * 2001-03-13 2006-02-22 横河電子機器株式会社 温度測定装置
GB0211800D0 (en) * 2002-05-22 2002-07-03 Short Brothers Plc An ice protection system for aircraft structures
US6920748B2 (en) 2002-07-03 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US6910659B2 (en) * 2002-10-22 2005-06-28 The Boeing Company Method and apparatus for liquid containment, such as for aircraft fuel vessels
US7175136B2 (en) * 2003-04-16 2007-02-13 The Boeing Company Method and apparatus for detecting conditions conducive to ice formation
ATE445210T1 (de) * 2003-08-20 2009-10-15 Boeing Co Verfahren und systeme zur erkennung von vereisungsbedingungen
US7137240B2 (en) * 2004-08-18 2006-11-21 Hamilton Sundstrand Corporation Inlet muff anti-icing system for an auxiliary power unit
US7331421B2 (en) * 2005-03-30 2008-02-19 The Boeing Company Flow restrictors for aircraft inlet acoustic treatments, and associated systems and methods
US20070080481A1 (en) * 2005-10-12 2007-04-12 The Boeing Company Apparatus and methods for fabrication of composite components
US7157663B1 (en) 2005-10-12 2007-01-02 The Boeing Company Conducting-fiber deicing systems and methods
GB2442967B (en) * 2006-10-21 2011-02-16 Rolls Royce Plc An engine arrangement
GB2447228B8 (en) * 2007-03-06 2009-03-04 Gkn Aerospace Services Ltd Thermal anti-icing system
US20090067993A1 (en) * 2007-03-22 2009-03-12 Roberge Gary D Coated variable area fan nozzle
GB0708459D0 (en) * 2007-05-02 2007-06-06 Rolls Royce Plc A temperature controlling arrangement
US7874137B2 (en) * 2007-06-18 2011-01-25 Honeywell International Inc. Gas turbine engine anti-ice formation device and system
FR2924409B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud
FR2927882B1 (fr) * 2008-02-27 2010-02-12 Aircelle Sa Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
US9004407B2 (en) 2008-12-24 2015-04-14 Middle River Aircraft Systems Anti-icing system and method for preventing ice accumulation
US8061657B2 (en) 2008-12-31 2011-11-22 General Electric Company Method and apparatus for aircraft anti-icing
FR2943726B1 (fr) * 2009-03-31 2014-04-25 Snecma Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant excentree
FR2954280B1 (fr) * 2009-12-18 2012-03-23 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise
FR2975972B1 (fr) * 2011-06-01 2013-11-22 Aircelle Sa Structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur
CN103184935B (zh) * 2011-12-28 2015-06-10 中航商用航空发动机有限责任公司 发动机进气道用热气防冰装置
US20130283762A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 General Electric Company Rotary vane actuator operated air valves
FR2999235B1 (fr) * 2012-12-11 2018-05-18 Safran Aircraft Engines Dispositif de degivrage d'un bord d'attaque de turbomachine par encoches inclinees
FR3003902A1 (fr) * 2013-03-26 2014-10-03 Aircelle Sa Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aeronef
JP2016519246A (ja) * 2013-05-07 2016-06-30 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 防氷スプリッタノーズ
US9528442B2 (en) 2013-08-21 2016-12-27 The Boeing Company Aircraft engine anti-icing (EAI) barrier assembly, system and method
US9494050B2 (en) 2013-09-20 2016-11-15 The Boeing Company Concentric nozzles for enhanced mixing of fluids
US9764847B2 (en) * 2013-10-18 2017-09-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
US10167086B2 (en) 2013-10-25 2019-01-01 Short Brothers Plc Anti-icing system for an aircraft
FR3013329B1 (fr) * 2013-11-15 2017-08-11 Aircelle Sa Dispositif de degivrage d’entree d’air de nacelle d’un moteur d’aeronef, procede de fabrication d’un tel dispositif de degivrage et nacelle de moteur d’aeronef equipe d’un tel dispositif de degivrage
US9488067B2 (en) * 2014-01-14 2016-11-08 The Boeing Company Aircraft anti-icing systems having deflector vanes
US9938855B2 (en) 2014-01-31 2018-04-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling system and method for supplying a cooling gas flow
US10138811B2 (en) * 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
FR3023538B1 (fr) * 2014-07-11 2016-07-15 Aircelle Sa Levre avant de nacelle de turboreacteur comportant des percages d’air chaud en amont de panneaux acoustiques
EP3081767B1 (de) * 2015-04-14 2020-06-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Fluidleitungssystem, turbomaschine mit einem fluidleitungssystem und verfahren zur wärmeregelung und/oder belüftung
EP3329101B1 (de) * 2015-07-30 2022-09-14 Safran Aircraft Engines Enteisungssystem für eine turbinentriebwerksschaufel
US10393020B2 (en) * 2015-08-26 2019-08-27 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US10723464B2 (en) 2015-08-26 2020-07-28 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
CN106555621B (zh) * 2015-09-24 2018-07-24 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机进气道防冰器及防冰方法
US10167085B2 (en) 2016-01-27 2019-01-01 General Electric Company Nozzle and vane system for nacelle anti-icing
US10513978B2 (en) 2016-05-02 2019-12-24 General Electric Company Directed flow nozzle swirl enhancer
US10189572B2 (en) * 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
US10267334B2 (en) * 2016-08-01 2019-04-23 United Technologies Corporation Annular heatshield
US10221765B2 (en) 2016-08-26 2019-03-05 Honeywell International Inc. Anti-icing exhaust system
US11125157B2 (en) 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
FR3072421B1 (fr) * 2017-10-18 2019-09-27 Airbus Operations Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage
WO2019211863A1 (en) * 2018-05-04 2019-11-07 Vikrant Sharma A system and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles
US11486308B2 (en) * 2018-07-03 2022-11-01 Rohr, Inc. Engine enclosure air inlet section
US11408341B2 (en) * 2018-11-05 2022-08-09 Rohr, Inc. Anti-icing system for an aircraft nacelle
US11391179B2 (en) 2019-02-12 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with bearing support structure
US11346249B2 (en) 2019-03-05 2022-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with feed pipe for bearing housing
US11325716B2 (en) * 2019-05-24 2022-05-10 Rohr, Inc. Inlet bulkhead with ventilation groove
FR3096662B1 (fr) * 2019-05-27 2022-08-12 Safran Nacelles Lèvre d’entrée d’air de nacelle de turbomachine comprenant un dispositif acoustique et procédé de fabrication d’une telle lèvre
US20210163141A1 (en) * 2019-11-28 2021-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine, nacelle thereof, and associated method of operating a gas turbine engine
CN112977836B (zh) * 2021-05-11 2021-08-10 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种防冰装置
US11788465B2 (en) 2022-01-19 2023-10-17 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US20230228214A1 (en) * 2022-01-19 2023-07-20 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
CN117662299A (zh) * 2022-08-29 2024-03-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 分流环及包含其的航空发动机和飞行器

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB619390A (en) * 1946-12-06 1949-03-08 Adrian Albert Lombard Improvements in or relating to gas-turbine power-plant installations
GB623142A (en) * 1947-04-21 1949-05-12 Napier & Son Ltd Improvements in or relating to the air intakes of an internal combustion power plant
GB636612A (en) * 1947-06-20 1950-05-03 Ferdinand Basil Greatrex Improvements in compressors of gas turbine units
GB638079A (en) * 1947-07-04 1950-05-31 Albert George Elliott Improvements in or relating to aircraft gas-turbine-engine power plants
GB637598A (en) * 1947-08-27 1950-05-24 Nelson Hector Kent Improvements relating to gas turbine power plant installations
US3057154A (en) * 1959-07-07 1962-10-09 Rolls Royce De-icer system for a gas turbine engine
GB986878A (en) * 1964-02-24 1965-03-24 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine engines
GB1161186A (en) * 1968-05-28 1969-08-13 Rolls Royce A Gas Turbine Ducted Fan Engine.
US3749336A (en) * 1972-03-10 1973-07-31 Midland Ross Corp Aircraft anti-icing apparatus
US3925979A (en) * 1973-10-29 1975-12-16 Gen Electric Anti-icing system for a gas turbine engine
US3933327A (en) * 1974-08-30 1976-01-20 Rohr Industries, Inc. Aircraft anti-icing plenum
US3981466A (en) * 1974-12-23 1976-09-21 The Boeing Company Integrated thermal anti-icing and environmental control system
US4240250A (en) * 1977-12-27 1980-12-23 The Boeing Company Noise reducing air inlet for gas turbine engines
GB2046843B (en) * 1979-04-17 1983-01-26 Rolls Royce Gas turbine engines-de-icing-icing
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US4738416A (en) * 1986-09-26 1988-04-19 Quiet Nacelle Corporation Nacelle anti-icing system

Also Published As

Publication number Publication date
GB2224779A (en) 1990-05-16
GB2224779B (en) 1993-03-31
IT8921889A0 (it) 1989-09-29
IT1231122B (it) 1991-11-18
JPH02130225A (ja) 1990-05-18
US5088277A (en) 1992-02-18
GB8922215D0 (en) 1989-11-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3932410A1 (de) Anti-vereisungseinrichtung
DE69311876T2 (de) Enteisungssystem
DE60031077T2 (de) Turbinenschaufel mit unterschiedlich geneigten Filmkühlungsöffnungen
DE3942203C2 (de) Turbinenrahmenanordnung
DE2526277C2 (de) Gekühlte Gasturbinenschaufel
DE60224339T2 (de) Kühleinsatz mit tangentialer Ausströmung
DE69602513T2 (de) Gekühlte Turbinenleitschaufel
DE69324506T2 (de) Gekühlte turbinenschaufel
DE3447717C2 (de) Axial durchströmtes Bläsertriebwerk
DE2542765C2 (de) Infrarotstrahlungsunterdrückungseinrichtung für ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk
DE69507782T2 (de) Luftauslass-Schlitze für die Hinterkante einer Turbinenschaufel mit Filmkühlung
DE3828834C1 (de)
DE69618085T2 (de) Verfahren zum Verteilen von Brennstoff in einem Nachbrenner
DE3815382C2 (de) Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk
JPS63263225A (ja) ガスタービンエンジン
DE102010038132A1 (de) Temperaturmodulierter Kühlstrom von Gasturbinentriebwerken
DE102007045951A1 (de) Stator/Rotor-Anordnungen mit Oberflächenmerkmalen für eine verbesserte Kapselung eines Gasstroms, und verwandte Verfahren
DE4003802A1 (de) Spaltregulierung für die Turbine eines Gasturbinentriebwerks
DE3106286A1 (de) Hilfsluftanlage fuer ein gasturbinentriebwerk
EP1191189A1 (de) Gasturbinenschaufel
DE3246737A1 (de) Gondel-einbau
DE3603350A1 (de) Verfahren zur kuehlung thermisch belasteter bauelemente von stroemungsmaschinen, vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens sowie ausbildung thermisch belasteter schaufeln
DE1476796B2 (de) Aus einem hochfesten Material integral hergestelltes Bauteil einer Gasturbinenanlage
DE2555049A1 (de) Gekuehlte turbinenschaufel
DE3921894A1 (de) Hyperschall-scramjet-triebwerk und dafuer vorgesehene brennstoffeinspritzvorrichtung

Legal Events

Date Code Title Description
8139 Disposal/non-payment of the annual fee