DE60014553T3

DE60014553T3 - Verfahren und Vorrichtung zum Eisschutz eines Flugzeugeinlasses

Info

Publication number: DE60014553T3
Application number: DE60014553T
Authority: DE
Inventors: Marlin D. Wichita Breer; Ronald F. Woodinville Olsen; Jr. Robert K. Udall Kunze; Brian L. Augusta Riedel
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1999-11-23
Filing date: 2000-11-23
Publication date: 2010-04-01
Anticipated expiration: 2020-11-24
Also published as: US6457676B1; EP1103462B1; DE60014553D1; DE60014553T2; US20020047070A1; EP1103462A1; EP1103462B2; US6371411B1

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung richtet sich auf Verfahren und Vorrichtungen zum Schützen von akustisch behandelten Flugzeugeinlässen vor Eisbildung.
Hintergrund der Erfindung
Viele kommerzielle Düsenflugzeuge unterliegen Regierungsbestimmungen, welche die durch das Flugzeug nahe von Flughäfen erzeugten erlaubten Lärmpegel begrenzen. Eine Quelle von Lärm von Düsenflugzeugen ist Triebwerkslärm, welcher sich von dem Triebwerk durch die Aufnahme oder den Einlass für Luft nach vorne ausbreitet. Ein Verfahren zum Dämpfen von Einlasslärm ist es, den Einlass mit einer akustischen Decklage zu beschichten, welche einen Wabenkern beinhaltet, der zwischen einer perforierten Vorderlage und einer geschlossenen Rücklage angeordnet ist. Demnach weist jede Zelle des Wabenkerns eine Öffnung an der Vorderlage auf und definiert einen Helmholtz-Resonator. Die perforierte Vorderlage ist an dem Einlassfluss ausgerichtet, so dass Schallwellen in dem Einlass durch die Vorderlage und in den Wabenkern laufen, wo sie abgebaut werden. Die akustische Decklage erstreckt sich typischerweise entlang der Innenfläche des Einlasses bis zu dem Triebwerk.
Kommerzielle Düsenflugzeugeinlässe beinhalten typischerweise auch Eisschutzsysteme, um Eisbildung auf dem Flugzeug zu begrenzen, wenn es unter Vereisungsbedingungen fliegt. Während solcher Flüge kann sich Eis an der Einlassvorderkante und entlang der Innen- und Außenflächen des Einlasses bilden. Um zu verhindern, dass sich Eis in dem Einlass ansammelt, sind Eisschutzsysteme dazu ausgestaltet, das Eis an der Ausbildung zu hindern.
Ein Typ von Vereisungsschutzsystem leitet heiße Luft von dem Triebwerk gegen die Rückseite der Einlassinnenfläche, wodurch die Innenfläche aufgeheizt wird, um Eis an der Ausbildung zu hindern. Ein Problem bei diesem System ist, dass es nicht effizient arbeiten kann, wenn der Einlass mit einer akustischen Decklage beschichtet ist. Zum Beispiel enthalten die Wabenzellen der akustischen Decklage im Allgemeinen stehende Luft, welche die Einlassinnenfläche von der heißen Luft isoliert. Dies kann die Wärmetransferrate auf die Einlassinnenfläche signifikant reduzieren und/oder die Menge an heißer Luft, welche erforderlich ist, um den Einlass vor Eisbildung zu schützen, erhöhen.
Ein Ansatz, welcher sich mit diesem Nachteil befasst, ist es, einen akustischen Wabenkern mit einer perforierten Rücklage zu haben, welcher es der heißen Luft ermöglicht, durch den Wabenkern und die perforierte Vorderlage geführt zu werden. Die heiße Luft wird dann entlang der Einlassinnenfläche abgegeben. Das US-Patent Nr. 5,841,079 von Parent offenbart ein solches System. Jedoch kann dieser Ansatz ebenfalls unter bestimmten Nachteilen leiden. Zum Beispiel kann das Abgabesystem die aus dem Triebwerk entnommene heiße Luft nicht effizient verteilen. Folglich kann das System unnötig große Mengen aus dem Triebwerk abzuzapfender heißer Luft erfordern, was den Triebwerksschub und die Flugzeuggesamtleistungsfähigkeit reduzieren kann. Darüber hinaus kann die Verteilung der heißen Luft, welche durch die akustische Decklage geführt wird, durch statische und dynamische Druckgradienten an der Einlassinnenfläche, welche durch das Einlassflussfeld verursacht werden, verändert werden. Zum Beispiel kann der Druck an irgendeinem Punkt in dem Einlassflussfeld eine Funktion des Ortes in dem Flussfeld, der Flugzeughöhe und der Triebwerksleistungseinstellung sein. Die veränderte Verteilung von heißer Luft kann die Effizienz, mit welcher das System arbeitet, reduzieren.
Zusammenfassung der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flugzeugtriebwerkeinlass mit einem Eisschutzsystem gemäß Anspruch 1.
Eine verringerte Porosität der Rückfläche kann die Verteilung des erhitzten Gases steuern und kann die akustische Leistungsfähigkeit des Kern verbessern.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist die Porosität der Einlassdurchflussfläche in einem Bereich nahe der Vorderkante unterschiedlich zu einem Bereich nahe dem Minimaldurchflussbereich. Gemäß noch einem weiteren Aspekt der Erfindung wird das erhitzte Gas einer Sammelkammer benachbart zu der Rückfläche durch eine einzige Öffnung in der Sammelkammerwand zugeführt. Die Vorrichtung kann ferner eine Ablenkerplatte beinhalten, welche dazu positioniert ist, das von der Leitung in der Sammelkammer eintreffende heiße Gas abzulenken. Die Vorderfläche, die Rückfläche und der Wabenkern können aus Titan gebildet sein, um Temperaturen von wenigsten 205°C (400°F) zu widerstehen.
Die vorliegende Erfindung betrifft auch ein Verfahren zum Ausbilden eines Flugzeugtriebwerkeinlasses mit einem Eisschutzsystem gemäß Anspruch 22.
Darüber hinaus ist die vorliegende Erfindung auf ein Verfahren zum Vermeiden von Eisbildung an einem Einlass eines Flugzeugtriebwerks wie in Anspruch 24 definiert gerichtet.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
1 ist eine teilweise schematische, seitliche Aufrissansicht eines Flugzeugantrieb-Turbinentriebwerks, welches in einem Rumpf angebracht ist, welcher ein Eisschutzsystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist.
2 ist eine teilweise schematische, seitliche Querschnitt-Aufrissansicht eines Abschnitts des Rumpfes, welche im Wesentlichen entlang der Linie 2-2 von 1 durchgeführt ist.
3 ist eine explodierte isometrische Ansicht eines Abschnitts des in 1 und 2 dargestellten Rumpfes, welcher einen akustischen Wabenkern in Übereinstimmung mit einem Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist.
4A–4F sind isometrische Ansichten von Wabenkernen in Übereinstimmung mit alternativen Ausführungsbeispielen der Erfindung.
5A ist eine isometrische Ansicht eines Flussablenkers in Übereinstimmung mit einem alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung.
5B ist eine isometrische Ansicht eines Flussablenkers in Übereinstimmung mit einem weiteren alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung.
6A ist eine isometrische Ansicht eines Abschnitts einer Leitung, welche zwei Durchlässe zum Zuführen von heißem Gas in eine Sammelkammer aufweist, in Übereinstimmung mit einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
6B ist eine isometrische Ansicht eines Abschnitts einer Leitung, welche zwei Durchlässe zum Zuführen von heißem Gas in eine Sammelkammer aufweist, in Übereinstimmung mit einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
7 ist eine Querschnittsansicht eines Abschnitts eines Rumpfes, welcher ein Wirbelrohr zum Zuführen von heißem Gas in eine Sammelkammer aufweist, in Übereinstimmung mit noch einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
8 ist eine Querschnittsansicht eines Abschnitts eines Rumpfes, welcher eine Sprühleiste zum Zuführen von heißem Gas in eine Sammelkammer aufweist, in Übereinstimmung mit noch einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Detaillierte Beschreibung
Die vorliegende Offenbarung beschreibt Verfahren und Vorrichtungen zum Schützen von Flugzeugeinlässen vor Eisbildung. Viele spezifische Details von bestimmten Ausführungsbeispielen der Erfindung werden in der folgenden Beschreibung und in 1–8 dargelegt, um ein vollständiges Verständnis dieser Ausführungsbeispiele zu gewährleisten. Jemand mit Kenntnissen der Technik wird jedoch verstehen, dass die vorliegende Erfindung zusätzliche Ausführungsbeispiel aufweisen kann und dass die Erfindung ohne verschiedene der in der folgenden Beschreibung beschriebenen Details ausgeführt werden kann.
1 ist eine teilweise schematische seitliche Aufrissansicht einer Flugzeugturbinenantriebsbaugruppe 20, welche ein Eisschutzsystem 60 in Übereinstimmung mit einem Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist. Die Antriebsbaugruppe 20 beinhaltet ein Turbinentriebwerk 22, welches in einem Rumpf 30 untergebracht ist, der durch eine Strebe 21 an einem Flügel 31 befestigt ist. Der Rumpf 30 beinhaltet einen Einlass 50, welcher dem Turbinentriebwerk 22 Luft zuführt, und ein Abgasendrohr 29, welches Abgasprodukte von dem Triebwerk 22 wegleitet.
Bei einem Ausführungsbeispiel beinhaltet das Triebwerk 22 einen Niedrigdruck-Kompressor 24 und einen Hochdruck-Kompressor 25, welche auf konzentrischen Spulen angebracht sind. Die Kompressoren 24 und 25 setzen die Luft, welche durch den Einlass 50 zugeführt wird, unter Druck und leiten die unter Druck gesetzte Luft an einen Verbrenner 26. In dem Verbrenner 26 wird die unter Druck gesetzte Luft mit Treibstoff gemischt und verbrannt. Die heißen Abgasprodukte laufen durch eine Hochdruck-Turbine 27 (welche den Hochdruck-Kompressor 25 antreibt) und durch eine Niedrigdruck-Turbine 28 (welche den Niedrigdruck-Kompressor 24 und einen Lüfter 23 antreibt) bevor sie durch das Abgasendrohr 29 austritt.
Der Einlass 50 ist typischerweise dazu konfiguriert, einen niedrigen externen und internen Widerstand aufzuweisen. Folglich kann der Einlass 50 eine glatt konturierte Außenfläche 51, eine glatt konturierte Innenfläche 52 und eine Randfläche 55, welche sich zwischen der Außenfläche 51 und der Innenfläche 52 erstreckt, beinhalten. Die Randfläche 55 definiert an ihrem vordersten Punkt ein „Hilite” bzw. eine Vorderkante 53, und entweder die Randfläche 55 oder die Innenfläche 52 defi nieren einen Minimaleinlassdurchflussbereich bzw. eine Einschnürung „T” hinter der Vorderkante 53. Unter manchen Flugbedingungen treffen typischerweise Wassertröpfchen in einem Bereich, welcher sich ungefähr von der Vorderkante 53 nach innen zu der Einschnürung T und nach außen entlang der Außenfläche 51 erstreckt, auf den Einlass 50. Folglich ist das Eisschutzsystem 60 dazu konfiguriert, zu verhindern, dass die Wassertröpfchen sich in Eis umformen, indem heiße Luft auf diejenigen Abschnitte des Einlasses 50 geleitet wird, auf welche im Allgemeinen Wassertröpfchen auftreffen.
Bei einem Ausführungsbeispiel beinhaltet das Eisschutzsystem 60 eine Leitung 61, welche an den Niedrigdruck-Kompressor 24 und/oder den Hochdruck-Kompressor 25 gekoppelt ist, um einen Anteil der heißen komprimierten Luft aus dem Triebwerk 22 dem Verbrenner 26 vorgelagert zu extrahieren. Alternativ kann die Leitung 61 heißes Gas von anderen Abschnitten des Triebwerks 22 oder des Flugzeugs aufnehmen. Bei jedem der beiden Ausführungsbeispiele lenkt die Leitung 61 das heiße Gas auf die Rückseite der Randfläche 55 um, um diese Fläche vor Eisbildung zu schützen, wie es unten unter Bezugnahme auf 2 genauer diskutiert wird.
2 ist eine teilweise schematische Querschnittsansicht eines Abschnitts des Einlasses 50, welche im Wesentlichen entlang der Linie 2-2 von 1 durchgeführt ist. Der Einlass 50 beinhaltet eine Trennwand 64, welche den Bereich zwischen der Außenfläche 51 und der Innenfläche 52 in eine vordere Sammelkammer 66 und eine hintere Sammelkammer 67 aufteilt. Folglich ist die vordere Sammelkammer 66 durch die Trennwand 64 und die Randfläche 55 begrenzt, und die hintere Sammelkammer 67 ist durch die Trennwand 64, die Außenfläche 51 und die Innenfläche 52 begrenzt. Gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels schneidet die Einschnürung T die Innenfläche 52 genau hinter der Trennwand 64. Bei anderen Ausführungsbeispielen kann der Einlass 50 andere Konfigurationen aufweisen. Zum Beispiel kann der Einlass 50 derart geformt sein, dass die Einschnürung T vor der Trennwand 64 positioniert ist und die Randfläche 55 schneidet. Bei anderen Ausführungsbeispielen können die Grenzen zwischen der Randfläche 55, der Innenfläche 52 und der Außenfläche 51 unterschiedliche Positionen als die in 2 gezeigten aufweisen, und/oder diese Flächen können miteinander integriert sein.
Die Einlassrandfläche 55 beinhaltet einen Außenabschnitt 58, welcher sich hinter der Vorderkante 53 außen bis zu der Außenfläche 51 erstreckt, und einen Innenabschnitt 57, welcher sich hinter der Vorderkante 53 innen bis zu der Innenfläche 52 erstreckt. Gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels sind der Innenabschnitt 57 und der Außenabschnitt 58 einheitlich ausgebildet, um eine nahtlose Einlassrandfläche 55 zu definieren. Gemäß einem anderen Aspekt dieses Ausführungsbeispiels ist der Außenabschnitt 58 der Randfläche 55 perforiert und die Außenfläche 51 beinhaltet einen Wabenkern, welcher zwischen geschlossenen Außenlagen eingeschlossen ist. Alternativ kann der Außenabschnitt 58 eine geschlossene Lage sein und die Außenfläche 51 kann andere Konstruktionen aufweisen.
Der Innenabschnitt 57 der Randfläche 55 und die Innenfläche 52 definierten zusammen eine Einlassdurchflussfläche 56, welche den Einlassluftfluss von der Vorderkante 53 zu der Einschnürung T komprimiert. Die Einlassdurchflussfläche 56 beinhaltet akustische Decklagen 70, welche als eine Vorderdecklage 70a vor der Trennwand 64 und eine Hinterdecklage 70b hinter der Trennwand 64, welche durch den Einlass 50 übertragenen Lärm abbauen, dargestellt sind. Jede der Decklagen 70 beinhalten einen Wabenkern 75, welcher zwischen Lagen 71 und 72 (in 2 separat gekennzeichnet durch Bezugsziffern 71a/71b und 72a/72b) eingeschlossen ist. Die Hinterdecklage 70b beinhaltet einen Wabenkern 75b, welcher zwischen einer perforierten Deckschicht 71b und einer geschlossenen Rückschicht 72b eingeschlossen ist. Die Vorderdecklage 70a beinhaltet eine Wabenkern 75a, welcher zwischen einer perforierten Deckschicht 71a und einer perforierten Rückschicht 72a eingeschlossen ist. Die Vorderdecklage 70a ist von der Hinterdecklage 70b durch ein Dichtmittel 78 getrennt, welches die Grenze zwischen den Decklagen 70 abdichtet und isoliert. Bei einem Ausführungsbeispiel können die Vorderdecklage 70a und die Hinterdecklage 70b ungefähr gleiche Tiefen D von ungefähr 0,5 Zoll bis ungefähr 2,5 Zoll aufweisen. Alternativ können die Decklagen 70a und 70b, zum Beispiel abhängig von lokalen Geräuschdämpfungserfordernissen und Raumverfügbarkeit, unterschiedliche Tiefen aufweisen.
Bei einem Ausführungsbeispiel erstreckt sich die Vorderdecklage 70a um den Einlass 50 über einen kurzen Abstand außerhalb der Vorderkante 53. Alternativ kann die Vorderdecklage 70a abhängig von den akustischen Eigenschaften des Einlasses 50 andere Längen bezüglich der Vorderkante 53 aufweisen. Bei einem Ausführungsbeispiel beinhaltet die Vorderdecklage 70a und/oder die Hinterdecklage 70b eine perforierte Zwischenschicht 76 zwischen den Deckschichten 71 und den Rückschichten 72a, 72b, wie es genauer unter Bezugnahme auf 3 diskutiert wird. Ungeachtet dessen, ob die Decklagen 70 die Zwischenschicht 76 beinhalten, tritt heißes Gas aus der Leitung 61 in die vordere Sammelkammer 66 ein und strömt durch sowohl den perforierten Außenabschnitt 58 der Randfläche 55 und die perforierte Vorderdecklage 70a, um den Einlass 50 vor Eisbildung zu schützen, wie es ebenfalls nachfolgend genauer unter Bezugnahme auf 3 diskutiert wird.
3 ist eine teilweise explodierte isometrische Ansicht eines Abschnitts der Vorderdecklage 70a, welche in 2 dargestellt ist. Die Rückschicht 72a beinhaltet Rückschichtdurchlässe 74 und die Deckschicht 71a beinhaltet Deckschichtdurchlässe 73. Bei einem Ausführungsbeispiel ist jede Zelle des Wabenkerns 75a zu wenigstens einem Rückschichtdurchlass 74 und wenigstens einem Deckschichtdurchlass 73 ausgerichtet, so dass heißes Gas durch die gesamte Deckschicht 71a fließt. Alternativ kann der Wabenkern 75a eingeschlitzt sein, um es heißem Gas zu ermöglichen, sich zwischen benachbarten Zellen zu bewegen, wie es unten genauer unter Bezugnahme auf 4F diskutiert wird.
Gemäß einem Aspekt des in 3 dargestellten Ausführungsbeispiels sind die Deckschichtdurchlässe 73 größer als die Rückschichtdurchlässe 74. Folglich ist die offene Fläche der Deckschicht 71a wesentlich größer als die offene Fläche der Rückschicht 72a. Zum Beispiel weisen gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels die Deckschichtdurchlässe 73 einen Durchmesser von ungefähr 0,2 Millimeter (0,008 Zoll) auf, und die Deckschicht 71a weist eine offene Fläche oder Porosität von ungefähr 3% bis ungefähr 10% auf. Die Rückschichtdurchlässe 74 weisen einen Durchmesser von ungefähr 0,002 Zoll auf, und die Rückschicht 72a weist eine Porosität von ungefähr 0,12% bis ungefähr 0,50% auf. Alternativ können die Deckschicht 71a und die Rückschicht 72a andere Konfigurationen aufweisen, bei welchen die Porosität der Deckschicht 71a größer ist als diejenige der Rückschicht 72a ist. Zum Beispiel können die Deckschichtdurchlässe 73 dieselbe Größe aufweisen wie die Rückschichtdurchlässe 74, aber die Deck schichtdurchlässe 73 können enger voneinander beabstandet sein als die Rückschichtdurchlässe 74, um der Deckschicht 71a eine höhere Porosität zu verleihen als der Rückschicht 72a.
Bei jedem der beiden oben diskutierten Ausführungsbeispiele der Vorderdecklage 70a reduziert die vergleichsweise hohe Porosität der Deckschicht 71a den Druckverlust durch die Deckschichtdurchlässe 73. Folglich ist der Druck innerhalb des Wabenkerns 75a ungefähr gleich dem Druck entlang der Einlassdurchflussfläche 56, und die Deckschichtdurchlässe 73 beeinflussen den Luftfluss in und aus dem Wabenkern 75a, wenn Schallwellen über die Einlassdurchflussfläche 56 laufen, nicht signifikant. Ein weiteres Merkmal der Deckschicht 71a mit hoher Porosität ist, dass der Druckgradient über die Deckschicht 71a reduziert wird. Der niedrige Druckgradient über die Deckschicht 71a wird mit geringerer Wahrscheinlichkeit die Deckschicht 71a von dem Wabenkern 75a trennen. Umgekehrt wird die Rückschicht 72a (welche darüber einen relativ hohen Druckunterschied aufweist) in Eingriff mit dem Wabenkern 75a gezwungen, was die strukturelle Integrität der Vorderdecklage 70a erhöht.
Eine weitere Eigenschaft der vergleichsweise niedrigen Porosität der Rückschicht 72a ist, dass sie die Menge von heißem Gas, welches in den Wabenkern 75a geführt wird, begrenzt, so dass ein Überhitzen des Wabenkerns 75a und der Einlassdurchflussfläche 56 verhindert wird. Die Rückschichtdurchlässe 74 sind dazu bemessen, den Fluss von heißem Gas zu drosseln. Darüber hinaus reduziert die niedrige Porosität der Rückschicht 72a den Einfluss der Rückschichtdurchlässe 74 auf die akustischen Eigenschaften der Wabenkernzellen. Beispielsweise kann sich die Rückschicht 72a mit niedriger Porosität bei hörbaren Frequenzen akustisch wie eine geschlossene Fläche verhalten.
Bei einem Ausführungsbeispiel kann die Porosität der Rückschicht 72a abhängig von dem Abstand von der Vorderkante 53 (2) variieren. Zum Beispiel kann sich die Porosität der Rückschicht 72a in einer kontinuierlichen oder schrittartigen Weise von ungefähr 0,20% nahe der Vorderkante 53 auf ungefähr 0,12% nahe der Einschnürung T (2) verringern. Folglich kann die Vorderdecklage 70a mehr heiße Luft in den Vorderkantenbereich (wo das Auftreffen von Feuchtigkeit dazu neigt, relativ stark zu sein) als in den Einschnürungsbereich (wo das Auftreffen von Feuchtigkeit dazu neigt, relativ gering zu sein) zu führen. Bei anderen Ausführungsbeispielen können andere Vorrichtungen die Verteilung des Vereisungsschutzgases steuern. Zum Beispiel kann die vordere Sammelkammer 66 (2) in eine Reihe von Sammelkammern aufgeteilt sein, wobei Sammelkammern nahe der Vorderkante 53 einen höheren Druck aufweisen als diejenigen nahe der Einschnürung T.
Bei dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel beinhaltet die Zwischenschicht 76 zwischen der Deckschicht 71a und der Rückschicht 72a Zwischendurchlässe 77, welche dazu bemessen sind, es dem heißen Gas zu ermöglichen, ganz durch den Wabenkern 75a geführt zu werden. Die Zwischendurchlässe 77 können derart bemessen und beabstandet sein, dass die Zwischenschicht 76 mit einer Porosität versehen ist, welche zwischen der Porosität der Rückschicht 72a und der Deckschicht 71a liegt. Zum Beispiel können die Zwischendurchlässe 77 einen Durchmesser von ungefähr einem Millimeter (0,040 Zoll) aufweisen, und die Zwischenschicht 76 kann eine Porosität von ungefähr 1% bis ungefähr 3% aufweisen. Die Zwischenschicht 76 kann ausgebildet werden, indem einzelne Abschnitte der Schicht in jede Zelle des Wabenkerns 75a eingesetzt werden. Alternativ kann der Wabenkern 75a einen inneren Abschnitt 79a, welcher zwischen der Deckschicht 71a und der Zwischenschicht 76 eingeschlossen ist, und einen äußeren Abschnitt 79b, welcher zwischen der Zwischenschicht 76 und der Rückschicht 72a eingeschlossen ist, beinhalten. Die einzelnen Wabenabschnitte 79a und 79b sind mit der Zwischenschicht 76 und der angrenzenden Deckschicht 71a oder Rückschicht 72a verbunden, so dass sie eine einzige Einheit bilden.
Eine Eigenschaft der Zwischenschicht 76 ist, dass sie die Schalldämpfung der Vorderdecklage 70a verbessern kann, indem die Frequenzbandbreite, über welche die Zellen des Wabenkerns 75a Lärm abbauen, erhöht wird. Ein weitere Vorteil (welcher relevant ist, wenn der Wabenkern 75a anfänglich getrennte innere und äußere Abschnitte 79a und 79b beinhaltet) ist, dass zwei vergleichsweise flache Wabenkerne leichter zu zusammengesetzten Kurven (wie sie in dem Randbereich des Einlasses 50 vorhanden sind) geformt werden können als ein vergleichsweise tiefer Wabenkern. Zum Beispiel können die inneren und äußeren Abschnitte 79a und 79b des Wabenkerns 75a zusammen mit der Deckschicht 71, der Zwischenschicht 76 und der Rückschicht 72a, zu der zusammengesetzten Form des Randbereichs des Einlasses 50 geformt werden und dann unter Verwendung einer unten diskutierten Diffusionsverbindungstechnik verbunden werden. Noch ein weiterer Vorteil ist es, dass die Zwischenschicht 76 der Vorderdecklage 76a zusätzliche Stärke und Steifigkeit verleihen kann. Die zusätzliche Stärke kann insbesondere nahe der Vorderkante 53 (2) von Bedeutung sein, um den Rand 55 vor einer Beschädigung durch Fremdobjekte zu schützen.
Bei einem Ausführungsbeispiel sind die Deckschicht 71a und die Rückschicht 72 an den Wabenkern 75a gelötet oder geschweißt. Alternativ können diese Komponenten mit Klebstoffen befestigt werden. Bei einem weitern alternativen Ausführungsbeispiel können die Komponenten der Vorderdecklage 70a unter Verwendung eines Diffusionsverbindungsprozesses befestigt werden. Wie hierin verwendet bezieht sich Diffusionsverbinden auf einen Prozess zum Verbinden von Metallen, indem sie erhöhtem Druck und erhöhter Temperatur ausgesetzt werden, ohne einen Klebstoff oder ein Füllmaterial in dem Verbindungsbereich aufzubringen. Derartige Prozesse werden durch Aeronca, Inc. aus Cincinnati, Ohio durchgeführt. Ein Vorteil des Diffusionsverbindungsprozesses ist, dass der Prozess mit geringerer Wahrscheinlichkeit die Deckschichtdurchlässe 73a und/oder die Rückschichtdurchlässe 74a verstopft, da der Prozess keine Füllmaterialien oder Klebstoffe erfordert.
Die Deckschicht 71a, Rückschicht 72a und der Wabenkern 75a können aus Aluminium oder Kohlenstoffverbundstoffen gebildet sein. Alternativ können die Deckschicht 71a, die Rückschicht 72a und der Wabenkern 75a aus Titan gebildet sein. Eine Eigenschaft von Titankomponenten der Vorderdecklage 70a ist, dass sie Temperaturen von 205°C (400°F) bis zu 540°C (1000°F) und darüber hinaus widerstehen können. Folglich kann Zapfluft zum Eisschutz direkt von dem Triebwerk 22 (1) zu der vorderen Sammelkammer 66 (2) geleitet werden, ohne zuerst die Zapfluft zu kühlen. Ein Vorteil dieser Anordnung ist, dass sie Gewicht einsparen kann. Zum Beispiel kann ein Wärmetauscher (nicht gezeigt), welcher normalerweise erforderlich ist, um die Zapfluft zu kühlen, vermieden werden. Darüber hinaus hat die heiße Zapfluft einen höheren Wärmetransferkoeffizienten als gekühlte Zapfluft. Folglich kann die Flussrate der heißen Zapfluft im Vergleich zu der Fluss rate von gekühlter Zapfluft reduziert werden, ohne die Gesamtwärmetransferrate zu reduzieren. Als Folge kann die Leitung 61 (1) kleiner und leichter sein, was das Flugzeuggesamtgewicht reduziert.
Ein weiterer Vorteil der oben diskutierten Titankomponenten ist, dass sie Temperaturen widerstehen können, welche hoch genug sind, um feste organische Fremdkörper (wie zum Beispiel Insekten), welche auf die Einlassdurchflussfläche 56 auftreffen können, zu vergasen. Zum Beispiel können organische Fremdkörper entfernt werden, indem die Deckschicht 71 auf eine Temperatur von ungefähr 480°C (900°F) aufgeheizt wird, was mit herkömmlichen Aluminium- oder Kohlenstoffverbundsstoffkomponenten, welche solchen hohen Temperaturen nicht widerstehen können, nicht durchführbar ist.
Auf 2 zurückkommend wird die Deckschicht 71a aufgeheizt, wenn die Leitung 61 der Rückschicht 72a heißes Gas zuführt und das heiße Gas durch den Wabenkern 75a geführt wird. Bei einem Ausführungsbeispiel kann die Leitung 61 ein Regelventil 62 beinhalten, um die Gasflussrate durch die Leitung 61 zu steuern. Das Regelventil 62 kann zum Beispiel mit einem Temperatur- und/oder Flusssensor (nicht gezeigt) über eine Rückkopplungsschleife 68 gekoppelt sein, um den Gasfluss durch die Leitung 61 automatisch abhängig von innerhalb der Leitung 61 erfassten Bedingungen einzustellen. Alternativ kann die Rückkopplungsschleife 68 mit einem externen Sensor gekoppelt sein, um das Regelventil 62 basierend auf der Temperatur und/oder der Feuchtigkeit der Luft außerhalb des Einlasses 50 zu steuern. Folglich kann das Regelventil 62 automatisch gesteuert werden, so dass es heißes Gas zuführt, wenn Eisschutzbedingungen angetroffen werden. Das Regelventil 62 kann bei alternativen Ausführungsbeispielen vorrangig manuell gesteuert werden und/oder kann bei alternativen Ausführungsbeispielen ausschließlich manuell gesteuert werden.
Die Leitung 61 kann auch einen Venturi 63 beinhalten, welcher den Gasfluss durch die Leitung 61 begrenzt, wenn das Regelventil 62 versagen sollte. Gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels ist der Venturi 63 dazu bemessen, den Maximalfluss durch die Leitung 61 auf eine Flussrate einzuschränken, welche die Vorderdecklage 70a und andere Komponenten der vorderen Sammelkammer 66, welche mit dem heißen Gas in Berührung kommen, nicht beschädigt.
Die vordere Sammelkammer 66 kann auch eine Ablenkerplatte 80 beinhalten, welche derart positioniert ist, dass sie den Druck des heißen Gases auf die Vorderdecklage 70a zu begrenzt. Gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels endet die Leitung 61 an einer Position, welche bündig mit der Trennwand 64 ist, so dass eine Endöffnung 82 der Leitung bündig mit einer Trennwandöffnung 83 in der Trennwand 64 ist. Die Ablenkerplatte 80 kann eine runde Platte sein, welche gegenüber der Leitungsöffnung 82 versetzt ist und durch eine Vielzahl von Abstandhaltern 81, welche mit der Leitung 61 verbunden sind und voneinander um die Endöffnung 82 beabstandet sind, gehalten wird. Aus der Leitung 61 austretendes heißes Gas trifft folglich auf die Deflektorplatte 80 und wird um 90° abgelenkt, wenn es in die vordere Sammelkammer 66 eintritt. Wenn das heiße Gas abgelenkt wird, verbreitet es sich auch, weil es sich in einer radialen Richtung nach außen bewegt. Eine Eigenschaft dieser Anordnung ist, dass das heiße Gas keinen auf die Vorderdecklage 70a gerichteten Strahl bildet, wenn das heiße Gas zunächst in die vordere Sammelkammer 66 eingeführt wird. Ein solcher Strahl kann die Belastung auf die Vorderdecklage 70a erhöhen, was eine robustere (und schwerere) Halterung für die Vorderdecklage 70a erfordert. Bei anderen Ausführungsbeispielen können die Leitung 61 und die Ablenkerplatte 80 andere Konfigurationen aufweisen, wie es unten genauer unter Bezugnahme auf 5A–6B diskutiert wird.
Das Eisschutzsystem 60 kann Isolationsschichten 64 benachbart zu der Trennwand 64 beinhalten, um die Trennwand 64 und die hintere Sammelkammer 64 vor der Hochtemperaturumgebung der vorderen Sammelkammer 66 zu schützen. Die Trennwand 64 ist fest an der Außenfläche 51 und der Innenfläche 52 des Einlasses 50 angebracht, um dem Innendruck der vorderen Sammelkammer 66 zu widerstehen. Bei einer alternativen Anordnung kann die Trennwand 64 integral mit der Deckschicht 71a und dem Außenabschnitt 58 der Randfläche 55 ausgebildet sein.
Der Druck innerhalb der vorderen Sammelkammer 66 kann ungefähr derselbe sein wie der Druck in der hinteren Sammelkammer 67, wenn das Eisschutzsystem 60 nicht in Betrieb ist. Die vordere Sammelkammer 66 ist auf bis zu 0,7 Bar (10 Psi) oder höher bezüglich der hinteren Sammelkammer unter Druck gesetzt, wenn sich das Eisschutzsystem 60 in Betrieb befindet. Sobald die vordere Sammelkammer 66 unter Druck gesetzt ist, ist die Geschwindigkeit von Gas innerhalb der Sammelkammer im Allgemeinen niedrig, wenn das Gas allmählich durch die Deckschicht 71a austritt. Gemäß einem Aspekt dieses Vorgangs kann die Gasflussrate in und aus den Deckschichtdurchlässen 73 (3) aufgrund von akustischen Wellen, welche über die Deckschicht 71a laufen, höher sein als die Flussrate des heißen Eisschutzgases aus den Deckschichtdurchlässen 73.
Das Eisschutzsystem 60 kann gemäß einer oder mehreren von verschiedenen Betriebsarten betrieben werden. Zum Beispiel kann das System 60 derart betrieben werden, dass es genug Wärme erzeugt, um jegliche Wassertröpfchen, welche auf den Einlass 50 auftreffen, zu verdampfen. Alternativ kann das System 60 derart betrieben werden, dass die Wassertröpfchen daran gehindert werden einzufrieren, jedoch es den Wassertröpfchen nach wie vor ermöglicht wird, sich nach hinten in Richtung des Triebwerks 22 (1) zu bewegen. Bei noch einer weiteren Betriebsweise kann das System 60 mit Unterbrechungen betrieben werden, um Eisgebilde zu entfernen, bevor sie sich zu einer ausgewählten Größe aufgebaut haben.
Ein Ausführungsbeispiel des oben unter Bezugnahme auf 1–3 diskutierten Eisschutzsystems 60 beinhaltet verschiedene Eigenschaften und Vorteile zusätzlich zu denjenigen, welche zuvor benannt wurden. Zum Beispiel führt bei einem Ausführungsbeispiel das Eisschutzsystem 60 heißes Gas nur zu dem Abschnitt des Einlasses 50, welcher vor der Einschnürung T liegt, was dort ist, wo Feuchtigkeit mit der höchsten Wahrscheinlichkeit auftrifft und wo sich Eis mit der höchsten Wahrscheinlichkeit bildet. Folglich ist die Menge von aus dem Triebwerk 22 entnommenem heißen Gas geringer als bei einigen herkömmlichen Ausführungen, welche heißes Gas größeren Abschnitten des Einlasses 50 zuführen. Diese Anordnung ist vorteilhaft, weil sie den Einfluss des Eisschutzes 60 auf den Triebwerksschub reduziert, indem die Menge von aus dem Triebwerk 22 entnommenem Gas reduziert wird.
Eine weitere Eigenschaft eines Ausführungsbeispiels des Eisschutzsystems 60 ist, dass nur die vordere Sammelkammer 66 mit heißem Gas unter Druck gesetzt wird. Folglich braucht di hintere Sammelkammer 67 nicht dazu konstruiert zu sein, hohen Innendrücken zu widerstehen. Ein Vorteil dieser Eigenschaft ist, dass die hintere Sammelkammer 67 aus Komponenten mit ge ringerem Gewicht konstruiert sein kann, wodurch das Flugzeuggesamtgewicht reduziert wird.
Verschiedene Komponenten des Eisschutzsystems 60 und des Einlasses 50, welche oben unter Bezugnahme auf 1–3 diskutiert wurden, können andere Konfigurationen aufweisen, ohne vom Rahmen der vorliegenden Erfindung abzuweichen. Zum Beispiel können die Decklagen 70 Wabenkerne beinhalten, welche unterschiedliche Konfigurationen aufweisen als diejenigen, welche in 3 gezeigt sind, wie zum Beispiel diejenigen, welche in 4A–4F gezeigt sind. 4A veranschaulicht einen überbreiten Wabenkern 75c, welcher Zellen aufweist, die in einer Richtung „gestreckt” sind. 4B veranschaulicht einen unterbreiten Wabenkern 75d, welcher Zellen aufweist, die in einer Querrichtung „gestreckt” sind. Die Wabenkerne 75c und 75d können selektiv an verschiedenen Positionen innerhalb des Einlasses positioniert werden, zum Beispiel dort, wo es wünschenswert ist, mehrere Öffnungen in der Deckschicht 71a (3) zu haben, welche sich in Fluidverbindung mit derselben Wabenkernzelle befinden.
4C veranschaulicht einen Wabenkern 75e, welcher in einer Richtung flexibel ist, und 4D veranschaulicht einen Wabenkern 75f, welcher in zwei Querrichtungen flexibel ist. Die in 4C und 4D gezeigten Kerne können gebogen werden, um in Abschnitte des Einlasses zu passen, welche Bereiche hoher Krümmung aufweisen, zum Beispiel nahe der Vorderkante 53 (2). 4E veranschaulicht einen Wabenkern 75g, welcher Zellen einer Diamant-Querschnittsform aufweist, und 4F veranschaulicht einen Wabenkern 75h, welcher Diamant-Zellen mit Schlitzen 78, die benachbarte Zellen verbinden, aufweist. Bei einem Ausführungsbeispiel verbinden die Schlitze 80 benachbarte Zellen in einer Umfangsrichtung um den Ein lass 50 (1), um es Wasser zu ermöglichen, in die unteren Bereiche des Einlasses abzufließen. Axiale Kanäle (nicht gezeigt) leiten das Wasser axial zu Öffnungen (nicht gezeigt) in der Rückschicht des Wabenkerns 75h, um das Wasser aus dem Wabenkern abzuleiten. Alternativ können die Schlitze 78 heißes Gas von einer Zelle zu der nächsten weiterleiten, zum Beispiel wenn nicht jede Zelle an wenigstens einem Rückschichtdurchlass 74 (3) ausgerichtet ist. Die Schlitze 78 können in jeder der in 3–4F dargestellten Wabenstrukturen ausgebildet sein.
5A ist eine seitliche isometrische Ansicht einer Ablenkerplatte 180, welche durch Abstandhalter 181 gehalten ist, in Übereinstimmung mit einem weitern Ausführungsbeispiel der Erfindung. Die Abstandhalter 181 sind anstelle mit der Leitung 61, wie es oben unter Bezugnahme auf 2 diskutiert wurde, direkt mit der Trennwand 64 verbunden. 5B ist eine isometrische Ansicht einer Deflektorplatte 280, welche mit der Trennwand 64 durch einen Flansch 281 verbunden ist. Bei anderen Ausführungsbeispielen kann die Leitung 61 andere Ablenker- und/oder Abstandhalteranordnungen aufweisen, welche das in der vorderen Sammelkammer 66 (2) eintreffende Gas ablenken, um den Druck des heißen Gases auf die Vorderdecklage 70a (2) zu reduzieren, wie es oben diskutiert wurde.
6A ist eine seitliche isometrische Ansicht einer Leitung 361, welche zwei Leitungsöffnungen 382 aufweist, in Übereinstimmung mit einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung. Gemäß einem Aspekt dieses Ausführungsbeispiels steht die Leitung 361 durch die Trennwandöffnung 83 der Trennwand 64 und in die Sammelkammer 66 (2) hervor. Aus der Leitung 361 in die Sammelkammer 66 geführtes heißes Gas wird durch die Leitungsöffnungen 382 um 90° in zwei Richtungen abgelenkt, um den Druck des Gases auf die Vorderdecklage 70a (2) zu reduzieren.
6B ist eine seitliche isometrische Ansicht einer Leitung 461, welche zwei quer laufende Abschnitte 485, jeweils mit einer Leitungsöffnung 482, aufweist. Folglich kann die Leitung 461 den in die Sammelkammer 66 (2) eintretenden Fluss in zwei Querrichtungen ablenken. Die in 6A und 6B gezeigten Leitungen erfordern keine Deflektorplatte 80 (2), weil die Abschlussenden der Leitungen das Gas von der Vorderdecklage 70a (2) weg ablenken.
7 ist eine Querschnittsansicht eines Ausführungsbeispiels des Einlasses 50, welcher in 1 dargestellt ist (von einem Punkt vor der Trennwand 64 nach hinten gesehen), bei welchem der Einlass 50 eine Wirbelrohrleitung 561 beinhaltet. Die Wirbelrohrleitung 561 weist einen Winkel 586 auf, welcher das hereinkommende heiße Gas um 90° umlenkt, so dass es in eine Umfangsrichtung in dem Ring zwischen dem Außenabschnitt 58 und dem Innenabschnitt 57 der Randfläche 55 gerichtet ist. Das heiße Gas wird aus dem Winkel 586 durch eine Vielzahl von Ausstoßöffnungen 587 ausgestoßen, um Strahlen „J” mit hoher Geschwindigkeit zu bilden. Die Strahlen J mit hoher Geschwindigkeit, welche aus den Öffnungen 587 austreten, ziehen Gas in der vorderen Sammelkammer 66 mit sich, was bewirkt, dass das Gas mit hoher Geschwindigkeit in einer Uhrzeigerrichtung zirkuliext, wie es durch Pfeile „A” angedeutet ist. Ein Teil des zirkulierenden Gases wird durch eine Auslassöffnung 588 entnommen, um es zusätzlichem heißen Gas zu ermöglichen, in die Sammelkammer einzutreten. Das zirkulierende Gas wird in einer Weise, welche allgemein ähnlich zu derjenigen ist, welche oben unter Bezugnahme auf 1–3 diskutiert wurde, durch den Außenabschnitt 58 und den Innenabschnitt 57 abgegeben. Darüber hinaus „reibt” das mit hoher Geschwindigkeit zirkulierende Gas den Innenabschnitt 57 und den Außenabschnitt 58, so dass der Wärmetransfer auf diese Flächen gesteigert wird. Folglich kann die Wirbelrohrleitung 561 die Rate, mit welcher die Wärme auf die Randfläche 55 übertragen wird, erhöhen.
8 ist eine Querschnittsansicht des in 7 dargestellten Einlasses 50, welcher eine Leitung 661 in Übereinstimmung mit einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist. Die Leitung 661 ist mit einem Sprührohr 689 gekoppelt, welches ringförmig zwischen dem Innenabschnitt 57 und dem Außenabschnitt 58 der Randfläche 55 positioniert ist. Das Sprührohr 689 beinhaltet eine Vielzahl von Perforationen oder Durchlässen 690, welche das heiße Gas von der Leitung 661 in die vordere Sammelkammer 66 verteilen. Eine Eigenschaft des in 8 dargestellten Sprührohrs 689 ist, dass es das heiße Gas gleichmäßig um den Umfang des Einlasses 50 herum verteilen kann. Umgekehrt ist es ein Vorteil der in 2, 5A–B und 6A–B gezeigten Leitungen, dass die Leitungen nahe der Trennwand 64 der vorderen Sammelkammer 66 enden und folglich leichter sein können als das in 8 gezeigte Sprührohr 689. Die in 2, 5A–B und 6A–B gezeigten Leitungen können auch weniger empfänglich gegenüber Korrosion sein, weil sie nicht perforiert sind.
Es versteht sich aus dem Vorangegangenen, dass, obwohl spezifische Ausführungsbeispiele der Erfindung hierin zu Zwecken der Veranschaulichung beschrieben worden sind, verschiedene Modifikationen vorgenommen werden können, ohne vom Umfang der Erfindung abzuweichen. Folglich ist die Erfindung, außer durch die angefügten Ansprüche, nicht eingeschränkt.

Claims

Flugzeugtriebwerkeinlass (50) mit einem Eisschutzsystem (60), umfassend: – einen Außenflächenabschnitt (51); – einen Innenflächenabschnitt (52), welcher einwärts von dem Außenflächenabschnitt positioniert ist; – einen Randflächenabschnitt (55), welcher sich zwischen dem Außenflächenabschnitt und dem Innenflächenabschnitt erstreckt, um eine Vorderkante (53) zu definieren, wobei mindestens einer von dem Randflächenabschnitt (55) und dem Innenflächenabschnitt (52) eine Einlassdurchflussfläche (56) definiert, welche einen Minimaldurchflussbereich hinter der Vorderkante (53) aufweist, wobei die Einlassdurchflussfläche erste sich dadurch erstreckende Durchlässe (72) aufweist; – eine Rückfläche (72), welche gegenüber der Einlassdurchflussfläche versetzt ist und zweite sich dadurch erstreckende Durchlässe (74) aufweist, welche dazu bemessen sind, eine Menge von unter Druck stehendem erhitzten Gas durch die ersten Durchlässe (73) zu führen, welche ausreicht, um zumindest Eisbildung auf der Einlassdurchflussfläche (56) zu begrenzen, und mit einer Quelle des unter Druck stehenden erhitzten Gases koppelbar sind, und – einen schalldämpfenden Akustikkern (75), welcher zwischen der Rückfläche (72) und der Einlassdurchflussfläche (56) mit den ersten Durchlässen durch den Akustikkern (75) in Fluidverbindung mit den zweiten Durchlässen positioniert ist, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Durchlässe (74) nur in einem Bereich an oder vor dem Minimaldurchflussbereich positioniert sind und dass die zweiten Durchlässe dazu bemessen sind, den Gasfluss durch die Rückfläche zu drosseln.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, darüber hinaus umfassend eine Quelle von unter Druck stehendem erhitzten Gas, wobei die Quelle von erhitztem Gas einen Kompressor (24, 25) des Triebwerks beinhaltet.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1 oder 2, wobei der Akustikkern (75) eine Vielzahl von Zellen aufweist, wobei jede Zelle sich in Fluidverbindung mit mindestens einem ersten Durchlass (73) und mindestens einem zweiten Durchlass (74) befindet.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei der Akustikkern (75) eine Zwischenschicht (76) zwischen und ausgerichtet mit der Einlassdurchflussfläche (56) und der Rückfläche (72) beinhaltet.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach einem der Ansprüche 1–4, wobei die Einlassdurchflussfläche (56) eine Porosität von ungefähr 3% bis ungefähr 10% aufweist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, wobei die ersten Durchlässe (73) einen Durchmesser von ungefähr 0,2 mm (0,008 Zoll) aufweisen und die zweiten Durchlässe (74) einen Durchmesser von ungefähr 0,05 mm (0,002 Zoll) aufweisen.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, wobei die Rückfläche (72) eine Porosität von ungefähr 0,12% bis ungefähr 0,20% aufweist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, wobei eine Anzahl von zweiten Durchlässen (74) pro Einheitsfläche der Rückfläche (72) ungefähr gleich einer Anzahl von ersten Durchlässen (73) pro Einheitsfläche der Einlassdurchflussfläche (56) ist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach einem der Ansprüche 1–8, darüber hinaus umfassend: – eine der Rückfläche (72) benachbarte Sammelkammerwand vor dem Minimaldurchflussbereich, wobei die Sammelkammerwand und die Rückfläche (72) mindestens einen Abschnitt einer Sammelkammer (66), welche sich in Fluidverbindung mit den zweiten Durchlässen (74) befindet, definieren; – eine Leitung (61), welche an eine Quelle erhitzten Gases koppelbar ist, wobei die Leitung an einer einzelnen Öffnung (82) in der Sammelkammerwand endet; und – einen Gasablenker (80), welcher innerhalb der Sammelkammer (66) positioniert ist und der Leitung (61) und der Öffnung (82) in der Sammelkammerwand gegenüber liegt.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, wobei die Innenfläche (52), die Randfläche (55), der Akustikkern (75) und die Rückfläche (72) Titan beinhalten.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9 oder 10, wobei die Rückfläche (72) dritte Durchlässe hinter dem Minimaldurchflussbereich aufweist, welche dazu bemessen sind, Flüssigkeit aus dem Akustikkern (75) abzuleiten.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach einem der Ansprüche 4–11, wobei die Zwischenschicht (76) dritte Durchlässe in Fluidverbindung mit den ersten (73) und zweiten Durchlässen (74) aufweist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 12, wobei der Kern erste Zellen zwischen der Einlassdurchflussfläche (56) und der Zwischenschicht (76) und zweite Zellen, welche mit ersten Zellen ausgerichtet sind und zwischen der Zwischenschicht (76) und der Rückfläche (72) positioniert sind, aufweist, wobei die ersten Zellen an eine Seite der Zwischenschicht (76) gebunden sind und die zweiten Zellen an eine entgegengesetzt gewandte Seite der Zwischenschicht (76) gebunden sind.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 12, wobei die Einlassdurchflussfläche (56) eine erste Porosität aufweist, die Rückfläche (72) eine zweite Porosität aufweist, welche kleiner ist als die erste Porosität, und die Zwischenschicht (76) eine dritte Porosität aufweist, welche kleiner oder gleich der ersten Porosität und größer oder gleich der zweiten Porosität ist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, darüber hinaus umfassend einen Venturi (63), welcher mit der Leitung (61) gekoppelt ist, um eine Spitzendurchflussrate des erhitzten Gases durch die Leitung (61) zu begrenzen.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, darüber hinaus umfassend ein Flussregelventil (62), welches an die Leitung (61) gekoppelt ist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, wobei die Gasablenkerplatte (80) durch mindestens ein Halteteil (81), welches mit der Leitung (61) verbunden ist, gehalten ist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, wobei die Gasablenkerplatte (80) durch mindestens ein Halteteil (81) gehalten ist, welches mit der Sammelkammerwand verbunden ist.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 9, wobei die Leitung (61) an einer einzigen Stelle in die Sammelkammer (66) eintritt und zwei Öffnungen innerhalb der Sammelkammer aufweist, wobei jede Öffnung dazu bemessen ist, der Sammelkammer ungefähr die Hälfte der Menge von erhitztem Gas zuzuführen, welche ausreicht, um zumindest Bildung von Eis auf der Einlassdurchflussfläche (56) zu begrenzen.
Flugzeugtriebwerkeinlass nach Anspruch 1, darüber hinaus umfassend eine Gasquelle, wobei die Gasquelle mindes tens einen Abschnitt eines Kompressors (24, 25) des Flugzeugtriebwerks beinhaltet.
Verfahren zum Ausbilden eines Flugzeugtriebwerkeinlasses mit einem Eisschutzsystem, umfassend: – Anordnen eines Akustikkerns (75) zwischen einer Durchflussfläche (56) des Einlasses und einer gegenüber der Durchflussfläche (56) versetzten Rückfläche (72); – Ausbilden von ersten Durchlässen (73) durch die Durchflussfläche, um die Durchflussfläche (56) mit einer ersten Porosität zu versehen; – Ausbilden von zweiten Durchlässen (74) durch die Rückfläche, welche nur in einem Bereich an oder vor dem Minimaldurchflussbereich positioniert sind, um die Rückfläche (72) mit einer zweiten Porosität zu versehen, welche geringer ist als die erste Porosität, wobei die zweiten Durchlässe (74) dazu bemessen sind, eine ausreichende Menge von unter Druck stehendem erhitzten Gas durch die ersten Durchlässe (73) zu führen, um zumindest Eisbildung auf der Durchflussfläche (56) zu begrenzen; – Positionieren der zweiten Durchlässe (74) nur in einem Bereich an oder vor dem Minimaldurchflussbereich; und – Bemessen der zweiten Durchlässe, um den Gasfluss durch die Rückfläche zu drosseln.
Verfahren nach Anspruch 21, darüber hinaus umfassend ein Ausbilden der zweiten Durchlässe (74), so dass sie mit einem Bereich nur an und/oder vor einem Minimaldurchflussbereich des Einlasses ausgerichtet sind.
Verfahren nach Anspruch 21, wobei der Akustikkern (75), die Durchflussfläche (56) des Einlasses und die Rückfläche (72) Titan umfassen; und wobei eine Quelle von unter Druck stehendem erhitzten Gas, welches eine Temperatur von mindestens ungefähr 205°C (400°F) aufweist, mit den zweiten Durchlässen (74) gekoppelt ist.
Verfahren zum Verhindern von Eisbildung an einem Einlass eines Flugzeugtriebwerks, wobei der Einlass eine Durchflussfläche (56), eine Rückfläche (72), welche von der Durchflussfläche versetzt ist, und einen Akustikkern (75) zwischen der Durchflussfläche und der Rückfläche aufweist, wobei das Verfahren umfasst: – Führen von unter Druck stehendem erhitzten Gas durch die Rückfläche (72) des Einlasses; – Führen des Gases durch den Akustikkern (75) und durch die Durchflussfläche (56) nur in einem Bereich an oder vor einem Minimaldurchflussbereich des Einlasses mit einer Rate, welche ausreicht, zumindest Eisbildung auf der Durchflussfläche (56) zu begrenzen; und – Dämpfen von Schallwellen in dem Einlass durch Aufnahme der Schallwellen in den Akustikkern (75); und – wobei die Rückfläche (72) zweite Durchlässe (74) aufweist, welche nur in dem Bereich an oder vor einem Minimaldurchflussbereich positioniert sind und wobei die zweiten Durchlässe dazu bemessen sind, den Gasfluss durch die Rückfläche zu drosseln.
Verfahren nach Anspruch 24, darüber hinaus umfassend ein Zuführen des Gases zu den ersten Durchflüssen (73) mit einer Temperatur von mindestens 205°C (400°F).
Verfahren nach Anspruch 24, darüber hinaus umfassend ein Ausbilden der ersten Durchlässe (73), so dass sie eine erste Porosität in der Durchflussfläche (56) aufweisen, welche größer ist als eine zweite Porosität der zweiten Durchlässe (74) in der zweiten Fläche.