DE60022707T2 - Hilfskraft- und Hilfsschubantrieb - Google Patents
Hilfskraft- und Hilfsschubantrieb Download PDFInfo
- Publication number
- DE60022707T2 DE60022707T2 DE60022707T DE60022707T DE60022707T2 DE 60022707 T2 DE60022707 T2 DE 60022707T2 DE 60022707 T DE60022707 T DE 60022707T DE 60022707 T DE60022707 T DE 60022707T DE 60022707 T2 DE60022707 T2 DE 60022707T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- engine
- inlet
- tail cone
- drive shaft
- aircraft 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.)
- Revoked
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 17
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 8
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims 1
- 239000003570 air Substances 0.000 description 14
- 239000000306 component Substances 0.000 description 5
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 239000011819 refractory material Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
-
- 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
- B64D2033/0213—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for auxiliary power units (APU's)
-
- 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
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
- B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2220/00—Application
- F05B2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft Luftfahrt- und Flugzeugaggregate und die Erzeugung zusätzlicher Energie in einem Flugzeug.
- Hilfskrafteinheiten (auxiliary power units, APUs) werden derzeit an Bord von Flugzeugen verwendet, um Energie bereitzustellen, um Hydraulikdrucksysteme, Umgebungskontrollsysteme und elektrische Systeme zu unterstützen. Eine APU-Unterstützung wird allgemein bereitgestellt, während sich das Flugzeug während des Beladens und Entladens von Passagieren auf dem Boden befindet. Während des Fluges werden die APUs ausgeschaltet oder nur während einer Notsituation betrieben. APUs können dahingehend problematisch sein, dass sie eine signifikante Quelle von Gewicht und Kosten für das Flugzeug sind, während sie nur kurzzeitige Dienste auf dem Boden bereitstellen.
- Es besteht somit ein Bedarf für ein effizienteres Hilfskraftsystem. Die vorliegende Erfindung ist darauf ausgerichtet, diesen Bedarf zu erfüllen, indem eine Hilfskraftausgestaltung beschrieben wird, welche zusätzlich zum Bereitstellen von Energie zum Betreiben von herkömmlichem Zusatzgerät einen zusätzlichen Schub für Start und Steigflug bereitstellt.
- Das Dokument GB-A-1 212 875 offenbart ein Flugzeug, welches einen Heckkonus aufweist, umfassend eine Flugzeug-Hilfskraft- und Schubeinheit, welche ein Gasturbinentriebwerk mit einem Einlassende, einem Ausstoßende und einer Hauptturbinenwelle beinhaltet. Das Triebwerk befindet sich in dem Heckkonus, wobei das Triebwerksausstoßende dazu angeordnet ist, Triebwerksabgase aus dem Hinterteil des Heckkonus auszustoßen. Zwei Lufteinlassöffnungen befinden sich seitlich in dem Heckkonus an einem Gehäusepositionsort vor dem Triebwerkseinlas sende, und eine Einlassklappe ist an jeder Lufteinlassöffnung gelenkig an dem Heckkonus angebracht, um selektiv einen Lufteinlass zu ermöglichen und zu verhindern, wobei sich jede Einlassklappe nach vorne gerichtet öffnet. Ein gegabeltes Einlassrohr erstreckt sich zwischen jeder Lufteinlassöffnung und dem Gasturbinentriebwerkseinlassende. Eine Getriebeanordnung, welche eine Getriebewelle beinhaltet, ist an der Triebwerkshauptturbinenwelle angebracht, und ein Getriebe ist mit der Antriebswelle verbunden, wobei sich die Antriebswelle axial von der Hauptturbinenwelle nach vorne erstreckt, wobei das Getriebe und die Antriebswelle vor dem Triebwerk angeordnet sind. In dem Heckkonus befindet sich Zusatzgerät und ist lösbar mit der Getriebeanordnung verbunden. Die Einheit beinhaltet einen ersten Betriebsmodus, in welchem das Triebwerk auf einer niederen Stufe betrieben wird, um das Zusatzgerät anzutreiben, und einen zweiten Betriebsmodus, in welchem das Triebwerk verwendet wird, um Schub bereitzustellen und das Zusatzgerät zu betreiben.
- Es wird ein Flugzeug bereitgestellt, welches einen Heckkonus aufweist und eine Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit umfasst, wie es in Anspruch 1 definiert ist, sowie eine Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit wie in Anspruch 13 definiert.
- Verschiedenartige Typen von Zusatzgerät können mit der vorliegenden Erfindung verwendet werden, wie zum Beispiel ein Generator, eine hydraulische Druckversorgungseinheit und ein Kompressor.
- Bei einem Ausführungsbeispiel ist das Zweistromtriebwerk dazu bemessen, einen maximalen Schub von ungefähr 8 200 kg (18 000 Pfund) bereitzustellen. Das Triebwerk kann in dem Heckkonus unter Verwendung von mindestens vier verschiedenen Befesti gungsträgern, welche radial um das Triebwerk angeordnet sind, installiert sein. Bei einem Ausführungsbeispiel beinhaltet der Heckkonus ein Paar von Verschlussklappen, welche sich um Längsachsen nach außen drehen und welche auf jeder Seite des Heckkonus angeordnet sind, wobei die Verschlussklappen einen Zugang in den Heckkonus sowohl für das Installieren als auch für das Warten des Triebwerks bereitstellen.
- In Übereinstimmung mit weiteren Aspekten dieser Erfindung, ist eine Steuereinheit elektronisch mit dem Zweistromtriebwerk und dem Zusatzgerät verbunden. Während des ersten Betriebsmodus betreibt die Steuereinheit das Triebwerk bei einer niedrigen Leistungseinstellung und steuert das Zusatzgerät an, Hilfsdienste bereitzustellen. Während des zweiten Betriebsmodus betreibt die Steuereinheit das Triebwerk, um Schub und Hilfskraft für die Flugzeugsysteme bereitzustellen.
- Die vorangegangenen Aspekte und viele der damit einhergehenden Vorteile dieser Erfindung können besser eingeschätzt werden, wenn dieselbe durch Bezugnahme auf die nachfolgende Beschreibung im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen besser verstanden wird, wobei:
-
1 eine perspektivische Ansicht von Abschnitten einer installierten Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit ist, welche in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist; -
2 eine schematische seitliche Aufrissansicht einer Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit ist, welche in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist; -
3 eine schematische Frontaufrissansicht einer Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit ist, welche ein Ausführungsbeispiel ihrer Installation an einem Flugzeug zeigt; und -
4 ein Steuersystemdiagramm ist, welches ein Ausführungsbeispiel einer APTU-Steuereinheit veranschaulicht, welche in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist. - Die Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit (auxiliary power and thrust unit, APTU) der vorliegenden Erfindung ist ein Ersatz für herkömmliche Hilfskrafteinheit-(auxiliary power unit, APU)-Systeme für Flugzeuge. Eine in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildete APTU stellt Leistung bereit, um herkömmliches Zusatzgerät zu unterstützen, wobei ebenso Schub für Start und Flug bereitgestellt wird. Auf
1 Bezug nehmend, befindet sich die APTU10 in einem Flugzeugheckkonus12 . Die APTU beinhaltet ein Zweistromtriebwerk14 , ein Einlassrohr16 und eine Getriebeanordnung18 (siehe2 ). Diese Komponenten sind dazu ausgestaltet, mit herkömmlichem Zusatzgerät20 (z.B. einem Generator, einer hydraulischen Druckversorgungseinheit, einem Kompressor usw.) verbunden zu sein, welche sich ebenfalls in dem Heckkonus, hinter der hintersten Rumpftrennwand befinden und ferner durch ein herkömmliches Brandschott22 abgetrennt sind. - Genauer gesagt und auf
2 Bezug nehmend, beinhaltet das Zweistromtriebwerk14 ein Einlassende24 und ein Ausstoßende26 . Das Triebwerk befindet sich in einer Längsrichtung in dem Inneren des Heckkonus12 , so dass das Zweistromtriebwerkeinlassende24 sich vor dem Zweistromtriebwerkausstoßende befindet. Das Ausstoßende26 ist dazu ausgestaltet, Triebwerksabgase aus dem Hinterteil des Heckkonus auszustoßen. Bei dem in1 dargestellten Ausführungsbeispiel beinhaltet das Triebwerk14 eine Ausstoßdüse28 mit einem Triebwerksausstoßkonus30 , welcher sich über das Ende des Heckkonus12 hinaus erstreckt. Andere Ausstoßanordnungen können verwendet werden. Zum Beispiel kann eine Ausstoßdüse mit variabler Geometrie verwendet werden, um insbesondere am Boden die Abgasfahnengeschwindigkeit zu reduzieren und/oder den Reiseflugluftwiderstand zu reduzieren, indem der Triebwerksausstoß geschlossen und verkleidet wird. - Das Zweistromtriebwerk
14 ist dahingehend ähnlich zu herkömmlichen Zweistromtriebwerken, dass es einen Gasgenerator, eine Hauptturbinenwelle, ein Gebläse und einen Umgehungskanal beinhaltet. Das Zweistromtriebwerk der vorliegenden Erfindung ist jedoch dahingehend unterschiedlich, dass seine Hauptturbinenwelle dazu ausgestaltet ist, mit der Getriebeanordnung18 der vorliegenden Erfindung verbunden zu sein. Das Zweistromtriebwerk kann ein Allied Signal AE907 sein, welches in der Lage ist einen maximalen Schub in dem Bereich von 3 644 kg (8 000 Pfund) bis ungefähr 5 467 kg (12 000 Pfund) bereitzustellen. Bei einem Ausführungsbeispiel stellt das Triebwerk einen Schub im Ausmaß von ungefähr 8 200 kg (18 000 Pfund) oder weniger bereit. Dieser Aspekt wird abhängig von den speziellen Einsatzerfordernissen variieren. Es sind vielzählige andere Typen, Größen und Konfigurationen von Zweistromtriebwerken vorhanden, welche zur Verwendung mit dem APTU der vorliegenden Erfindung modifiziert (oder geschaffen) werden können. - Auf
3 Bezug nehmend, ist das Triebwerk innerhalb des Heckkonus durch eine Anzahl von Triebwerksbefestigungsträgern32 gehalten. Der Heckkonus beinhaltet ein inneres Aufbaugestell (nicht dargestellt) an welchem die Träger angebracht sind. Bei einem Ausführungsbeispiel befindet sich ein Ring von Trägern an einer Gehäuseposition, welche ungefähr den Triebwerkskompressoren entspricht, radial um das Triebwerk herum (siehe2 ). Der Heckkonus12 beinhaltet ein Paar von unteren Verschlussklappen34 ,36 , welche sich um Längsachsen nach außen drehen, welche auf jeder Seite des Heckkonus angeordnet sind. Die Verschlussklappen34 ,36 gewährleisten Zugang in den Heckkonus sowohl zum Installieren als auch zum Warten des Triebwerks. - Wieder auf
2 Bezug nehmend, beinhaltet der Heckkonus auch eine Lufteinlassöffnung40 durch eine obere Oberfläche des Heckkonusvorderendes. Die Lufteinlassöffnung40 befindet sich an einer Gehäuseposition vor dem Triebwerkseinlassende. Die Öffnung40 kann von jeglicher Form, wie zum Beispiel kreisförmig, rechteckig usw. sein. Eine Einlassklappe42 mit variabler Einstellung ist gelenkig an dem Heckkonus12 angebracht und wird über einen Linearaktuator44 oder Ähnliches geöffnet und geschlossen. Das Einlassrohr16 erstreckt sich von der Öffnung zu dem Triebwerkseinlassende24 . Die Klappe42 öffnet sich vorzugsweise nach außen und in den auftreffenden Luftstrom, d.h. in eine Richtung nach vorne. Dies hilft beim Leiten von Umgebungsluft in das Zweistromtriebwerk während des Fluges. Das Triebwerkslufteinführungssystem, bestehend aus der Klappe42 mit variabler Einstellung, der Einlassöffnung40 und dem gekrümmten Einlassrohr16 , gewährleisten eine aerodynamische Anpassung, eine installierte Gesamtdruckrückgewinnung und eine begrenzte Kompressorflächenverzerrung. - Während einer Verwendung der APTU am Boden wird das Triebwerk bei geöffneter Klappe selbst ausreichend Luft ansaugen, ohne ein zusätzliches Gebläse zu benötigen, jedoch kann optional eines verwendet werden (nicht gezeigt), wenn dies gewünscht wird. Die Einlassklappe und das Einlassrohr werden vorzugsweise bei unfreundlichem Wetter enteist, um die Ausbildung von Eis zu verhindern.
- Verschiedenartige andere Anordnungen und Positionierungen der Öffnung
40 , der Klappe42 und des Rohrs16 sind möglich und werden als innerhalb des Umfangs dieser Erfindung befindlich betrachtet. Bei einem alternativen Ausführungsbeispiel ist die Klappe durch zwei sich nach außen öffnende Klappen, welche longitudinal entlang beider Seiten der Öffnung gelenkig angebracht sind, ausgebildet. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel sind zwei Öffnungen vorhanden, welche sich auf jeder Seite der Heckseitenflosse befinden, jeweils mit ihrer eigenen separaten Klappe. Bei noch einem weiteren Ausführungsbeispiel ist die Öffnung in der Vorderkante des Seitenleitwerks eingebettet. Ferner kann die Klappe durch zwei sich nach außen öffnende Klappen, welche longitudinal entlang beider Seiten der Öffnung gelenkig angebracht sind, gebildet sein. Bei jeder Anordnung ist das Rohr16 dazu ausgebildet, Luft von der Öffnung (den Öffnungen) zu dem Triebwerkseinlassende24 zu leiten. - Der Einlasskanal ist aus einem wärmebeständigen feuerfesten Material ausgebildet. Bei dem in
1 und2 dargestellten Ausführungsbeispiel weist die Öffnung40 eine rechteckige Geometrie auf, und das Einlassrohr16 weist ein Vorderende mit rechtwinkliger Geometrie auf, welches an der Öffnung über herkömmliche Befestigungsmittel angebracht ist. Das Einlassrohr weist ein kreisförmiges Hinterende auf, welches mit dem Zweistromtriebwerk an dessen Gebläseverkleidungsseite über eine flexible Schnelllösevorrichtung oder Ähnliches verbunden ist. Wie es denjenigen mit Fachkenntnissen beim Lesen dieser Offenbarung ersichtlich ist, können andere Materialien, Geometrien und Verbindungsverfahren verwendet werden. - Die Getriebeanordnung
18 ist bereitgestellt, um Rotationsenergie von der Triebwerkshauptturbinenwelle an verschiedenartiges Zusatzgerät, wie zum Beispiel das nachfolgend beschriebene, zu übertragen. Die Anordnung18 beinhaltet eine Antriebswelle44 , welche an der Triebwerkshauptturbinenwelle angebracht ist. Bei einem Ausführungsbeispiel ist, wie in1 und2 dargestellt, die Antriebswelle axial an der Welle angebracht und erstreckt sich durch den Einlasskanal. Um dieser Anordnung Rechnung zu tragen, beinhaltet der Einlasskanal eine Öffnung, durch welche die Antriebswelle geführt werden kann. Die Welle ist an dieser Öffnung durch abgedichtete Lager gelagert, um zu verhindern, dass Feuchtigkeit oder Fremdkörper dazwischen durchdringen können. Die Welle beinhaltet vorzugsweise Merkmale, welche außerdem ein Ungleichgewicht verhindern. Ein Getriebe46 ist an dem Brandschott angebracht und ist mit dem distalen Ende der axial angebrachten Antriebswelle44 verbunden. Das Zusatzgerät20 ist an dem Getriebe46 angebracht. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel beinhaltet die Getriebeanordnung eine Antriebswelle, welche senkrecht zu der Triebwerkshauptturbinenwelle angebracht ist, zu einem Getriebe, welches sich an der Unterseite des Triebwerks befindet, wie zum Beispiel innerhalb einer Triebwerkszubehöreinheit47 . Alternativ kann eine Kombination einer axial angebrachten Antriebswelle und einer quer verlaufenden Antriebswelle verwendet werden. - Nach wie vor auf
2 Bezug nehmend, kann das Zusatzgerät20 verschiedenartige herkömmliche Elemente, wie zum Beispiel einen elektrischen Generator, eine hydraulische Druckversorgungseinheit, einen Kompressor usw., beinhalten. Diese Kompo nenten befinden sich vorzugsweise in dem Heckkonus12 und sind an einem Getriebe angebracht, welches an strukturellen Elementen an dem Brandschott22 angebracht ist. Bei dem Ausführungsbeispiel von2 ist die Antriebswelle44 axial mit einem Getriebe46 verbunden. Das Getriebe ist mit einem Kompressor48 verbunden, welcher Einlassluft von einem Luftzuführungsrohr50 empfängt, welches zwischen dem Kompressor58 und das Lufteinlassrohr16 angeschlossen ist. Das Getriebe46 stellt ferner Leistung bereit, um eine hydraulische Druckversorgungseinheit52 und einen elektrischen Generator54 anzutreiben. Das Vorderende der Antriebswelle44 kann von den Getriebekomponenten durch eine angetriebene Kupplungsvorrichtung innerhalb des Getriebes entkoppelt werden, wenn Hilfsdienste nicht erforderlich sind. Wie es sich versteht, ist das Triebwerk somit in der Lage, zwei Zwecken zu dienen – erstens, Schub bereitzustellen, und zweitens, Rotationsenergie bereitzustellen, um Zusatzgerät zu betreiben. - Die APTU kann durch verschiedenartige Komponenten gesteuert sein (entweder eigens zugeordnete oder geteilte) und gemäß verschiedenartigen Ablaufplänen betrieben werden, abhängig von den Erfordernissen einer bestimmten Flugzeuganwendung. Bei einem Ausführungsbeispiel, welches in
4 dargestellt ist, beinhaltet die APTU eine elektronische Steuereinheit60 , welche die APTU in einem APU-Modus und einem APTU-Modus betreibt. Die APTU-Steuereinheit empfängt einen Signaleingang62 von einem Modusauswahlschalter64 , welcher sich in dem Pilotenraum befindet. Der Schalter64 beinhaltet Einstellungen, welche stellvertretend sind für den APU-Modus und den APTU-Modus. Die APTU-Steuereinheit empfängt auch Signaleingänge66 ,68 von elektronischen Steuereinheiten70 ,72 des linken und rechten Haupttriebwerks des Flugzeugs, welche wiederum Eingänge direkt von den Cockpitgashebeln74 ,76 empfangen. - Bei alternativen Ausführungsbeispielen kann eine beliebige Anzahl von Haupttriebwerken, Haupttriebwerkssteuereinheiten und Hebeln vorhanden sein. Unter Verwendung der Eingänge von den Haupttriebwerken und dem APTU-Modusausfallschalter bestimmt die APTU-Steuereinheit die hinsichtlich der Steuerung der APTU-Komponenten geeignete durchzuführende Maßnahme.
- Wenn der APU-Modus ausgewählt ist (wie zum Beispiel am Boden), öffnet die APTU-Steuereinheit
60 die Einlassklappe42 , betreibt das Zweistromtriebwerk14 bei einer niedrigen Leistungseinstellung, bringt die Antriebswelle44 mit dem Zusatzgerät20 in Eingriff und leitet eine Aktivierung des gewünschten Zusatzgeräts ein. Dadurch wird Leistung von dem Zweistromtriebwerk extrahiert, um das Zusatzgerät über die Antriebswelle anzutreiben. Das Triebwerk wird vorzugsweise bei seiner minimalen Einstellung betrieben, um eine effiziente Übertragung von Leistung zu ermöglichen. Eine niedrige Leistungseinstellung erhöht auch die Triebwerkslebensdauer, verringert Triebwerksabgasgeschwindigkeiten und -temperaturen und führt zu niedrigeren Anlaufgeräuschpegeln. - Wenn der APTU-Modus ausgewählt ist, öffnet die Steuereinheit
60 die Einlassklappe42 und betreibt das Zweistromtriebwerk14 bei einer Leistungseinstellung, welche den Haupttriebwerksleistungseinstellungen entspricht, vorzugsweise direkt basierend auf den Gashebelpositionssignalen66 ,68 der Haupttriebwerke, welche von den Haupttriebwerkssteuereinheiten übermittelt werden. Bei einer Anordnung wird das APTU-Triebwerk während des Starts bei Leerlaufschub betrieben, bis die Haupttriebwerke des Flugzeugs beschleunigt sind, zu welchem Zeitpunkt das APTU-Triebwerk auf Vollgas beschleunigt wird. Die APTU-Steuereinheit betreibt das APTU-Triebwerk weiter bei Vollgas, bis der Start abgeschlossen ist und der Haupttriebwerksschub für den Steigflug reduziert wird. Zu diesem Zeitpunkt reduziert die APTU-Steuereinheit automatisch den APTU-Triebwerksschub auf den Steigflugschubanteil. Im Fall eines Haupttriebwerksausfalls, welcher vor der Entscheidungsgeschwindigkeit für einen verweigerten Start auftritt, kann die APTU-Steuereinheit automatisch das APTU-Triebwerk auf Leerlaufschub reduzieren oder einfach das Triebwerk ausschalten. - Während eines Reisflugbetriebs wird die APTU normalerweise nicht zum Bereitstellen von Schub verwendet. Daher wird die Einlassklappe
42 geschlossen, um den Luftwiderstand zu reduzieren. Wenn Hilfsdienste während des Reisflugs benötigt werden, dann kann die Einlassklappe geöffnet werden und die APTU gestartet werden und in dem APU-Modus betrieben werden. Wie es sich für diejenigen mit Fachkenntnissen beim Lesen dieser Offenbarung versteht, kann eine alternative Steuerlogik verwendet werden, um die APTU auf andere gewünschte Weisen zu betreiben. Zum Beispiel könnte der APTU-Triebwerksschub veranlasst werden, automatisch auf eine hohe Stufe anzusteigen, wenn ein Haupttriebwerksausfall erfasst wird. - Die APTU der vorliegenden Erfindung hat zahlreiche Vorteile. Am bedeutsamsten ist, dass sie die Gewichts- und Kosteneffizienz eines Flugzeugs erhöht, indem eine einzige Einheit bereitgestellt wird, welche verwendet werden kann, um Zusatzgerät zu betreiben sowie Schub bereitzustellen, um die Startfeldlänge des Flugzeugs und Nutzlast/Reichweiten-Leistungsfähigkeit zu verbessern. Zusätzlich gewährleistet die APTU einen Weg, um die Start- und Steigflugleistung eines Flugzeugs in denjenigen Fällen zu erhöhen, wo es technisch oder wirtschaftlich ineffizient oder nicht machbar ist, den Haupttriebwerksschub zu erhöhen. Im Vergleich zu der Alterna tive, zusätzliche Triebwerke hinzuzufügen, gewährleistet die APTU die Vorteile hinsichtlich Wirtschaftlichkeit und Effizienz von weniger Haupttriebwerken, während verbesserte Start- und Steigflugschubeigenschaften ähnlich zu einem Flugzeug mit zusätzlichen Triebwerken bereitgestellt werden.
- Obwohl das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt und beschrieben wurde, versteht es sich, dass darin verschiedenartige Änderungen vorgenommen werden können, ohne vom Umfang der Erfindung abzuweichen. Zum Beispiel können Kreislauf und Ausgestaltung des APTU-Triebwerks speziell dazu ausgewählt werden, den Startlärm zu minimieren. Dies würde es ermöglichen, den Gesamtlärm des Flugzeugs zu reduzieren oder den Startlärm auf derselben Stufe zu halten und das Flugzeuggewicht zu erhöhen.
Claims (13)
- Flugzeug, welches einen Heckkonus (
12 ) besitzt und eine Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit (10 ) umfasst, beinhaltend: (a) ein Zweistromtriebwerk (14 ), welches ein Einlassende (24 ), ein Ausstoßende (26 ) und eine Hauptturbinenwelle besitzt, wobei das Triebwerk in dem Heckkonus (12 ) angeordnet ist, wobei das Triebwerksauslassende angeordnet ist, um Triebwerksabgase hinten an dem Heckkonus auszustoßen; (b) eine einzelne Lufteinlassöffnung (40 ), welche an einer oberen Oberfläche des Heckkonus an einem Gehäusepositionsort vor dem Triebwerkseinlassende angeordnet ist, wobei eine Einlassklappe (42 ) an dem Heckkonus an der einzelnen Lufteinlassöffnung gelenkig angeordnet ist, um wahlweise einen Lufteintritt zu ermöglichen oder zu unterbinden, wobei die Einlassklappe sich in eine Richtung nach vorne öffnet; (c) ein Einlassrohr (16 ), welches zwischen der Lufteinlassöffnung und dem Zweistromtriebwerkseinlassende verläuft; (d) eine Getriebeanordnung (18 ), welche eine an der Triebwerkshauptturbinenwelle befestigte Antriebswelle (44 ) und ein mit der Antriebswelle verbundenes Getriebe (46 ) beinhaltet, wobei die Antriebswelle axial von der Hauptturbinenwelle und nach vorne durch das Einlassrohr durch eine abgedichtete Öffnung in dem Einlassrohr axial verläuft, wobei das Getriebe und die Antriebswelle vor dem Zweistromtriebwerk angeordnet sind; und (e) ein Zusatzgerät (20 ), welches in dem Heckkonus angeordnet ist und mit der Getriebeanordnung lösbar verbunden ist, wobei die Einheit einen ersten Betriebsmodus, bei welchem das Triebwerk auf einer niederen Stufe betrieben wird, um das Zusatzgerät zu versorgen, und einen zweiten Betriebsmodus beinhaltet, bei welchem das Zweistromtriebwerk verwendet wird, um Schub bereitzustellen und zu betreiben. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Zweistromtriebwerk (
14 ) einen Maximalschub von nicht mehr als etwa 8200 kg (18 000 Pfund) bereitstellt. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Zweistromtriebwerk eine Ausstoßdüse (
28 ) mit einem Ausstoßkonus (30 ) beinhaltet, welcher den Heckkonus (12 ) nach außen verlängert. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Zweistromtriebwerk, unter Verwendung von mindestens vier verschiedenen Befestigungsträgern (
32 ), welche radial um das Triebwerk (14 ) angeordnet sind, in dem Heckkonus eingesetzt ist. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei der Heckkonus ein Paar von Verschlussklappen (
34 ,36 ) beinhaltet, welche sich um Längsachsen nach außen drehen, welche auf jeder Seite des Heckkonus angeordnet sind, wobei die Verschlussklappen einen Zugang in den Heckkonus sowohl für das Einsetzen als auch das Warten der Triebwerks- und Hilfskraftkomponenten bereitstellen. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei die Einlassklappe (
42 ) unmittelbar hinter einem Flugzeugseitenruder angeordnet ist. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei die Getriebeanordnung (
18 ) ein mit der Antriebswelle verbundenes Getriebe beinhaltet. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Zusatzgerät einen mit dem Getriebe verbundenen elektrischen Generator (
54 ) beinhaltet. - Flugzeug nach Anspruch 8, wobei das Zusatzgerät (
20 ) weiterhin eine mit dem Getriebe (46 ) verbundene hydraulische Druckversorgungseinheit (52 ) beinhaltet. - Flugzeug nach Anspruch 8, wobei das Zusatzgerät weiterhin einen mit dem Getriebe (
46 ) verbundenen Kompressor (48 ) und ein Luftzuführungsrohr (50 ) beinhaltet, welches den Kompressor und das Triebwerkslufteinlassrohr verbindet. - Flugzeug nach Anspruch 1, wobei der Heckkonus (
12 ) ein Brandschott (22 ) vor dem Antrieb besitzt, das Zusatzgerät mit dem Brandschott verbunden ist und von ihm getragen wird. - Flugzeug nach Anspruch 1, weiterhin umfassend eine Steuereinheit, welche elektronisch mit dem Zweistromtriebwerk und dem Zusatzgerät verbunden ist, wobei während des ersten Betriebsmodus die Steuereinheit das Triebwerk (
14 ) auf einer niederen Stufe betreibt und das Zusatzgerät (20 ) betreibt, um Hilfsdienste bereitzustellen, wobei die Steuereinheit während des zweiten Betriebsmodus die Einlassklappe (42 ) öffnet und das Triebwerk betreibt, um Schub zu liefern und das Hilfsgerät (20 ) anzutreiben. - Hilfskraft- und Hilfsschubeinheit (
10 ), welche für ein Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1–12 angepasst ist, umfassend: (a) ein Zweistromtriebwerk (14 ), welches ein Einlassende (24 ), ein Ausstoßende (26 ) und eine Hauptturbinenwelle besitzt, wobei das Triebwerkauslassende angeordnet ist, um Triebwerkabgase auszustoßen; (b) eine einzelne Lufteinlassöffnung (40 ), welche an einem Gehäusepositionsort vor dem Triebwerkseinlassende angeordnet ist, wobei eine Einlassklappe (42 ) mit der einzelnen Luftein lassöffnung gelenkig angeordnet ist, um wahlweise einen Lufteintritt zu ermöglichen oder zu unterbinden, wobei die Einlassklappe sich in eine Richtung nach vorne öffnet; (c) ein Einlassrohr (16 ), welches zwischen der Lufteinlassöffnung und dem Zweistromtriebwerkseinlassende verläuft; (d) eine Getriebeanordnung (18 ), welche eine an der Triebwerkshauptturbinenwelle befestigte Antriebswelle (44 ) und ein mit der Antriebswelle verbundenes Getriebe (46 ) beinhaltet, wobei die Antriebswelle axial von der Hauptturbinenwelle und nach vorne durch das Einlassrohr durch eine abgedichtete Öffnung in dem Einlassrohr axial verläuft, wobei das Getriebe und die Antriebswelle vor dem Zweistromtriebwerk angeordnet sind; und (e) ein Zusatzgerät (20 ), welches mit der Getriebeanordnung lösbar verbunden ist, wobei die Einheit einen ersten Betriebsmodus, bei welchem das Triebwerk auf einer niederen Stufe betrieben wird, um das Zusatzgerät zu versorgen, und einen zweiten Betriebsmodus beinhaltet, bei welchem das Zweistromtriebwerk verwendet wird, um Schub bereitzustellen und das Zusatzgerät zu betreiben.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US353346 | 1999-07-15 | ||
US09/353,346 US6247668B1 (en) | 1999-07-15 | 1999-07-15 | Auxiliary power and thrust unit |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE60022707D1 DE60022707D1 (de) | 2005-10-27 |
DE60022707T2 true DE60022707T2 (de) | 2006-06-22 |
Family
ID=23388721
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE60022707T Revoked DE60022707T2 (de) | 1999-07-15 | 2000-07-13 | Hilfskraft- und Hilfsschubantrieb |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6247668B1 (de) |
EP (1) | EP1069044B1 (de) |
DE (1) | DE60022707T2 (de) |
Families Citing this family (82)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6581874B2 (en) * | 2000-09-27 | 2003-06-24 | Lord Corporation | Mounting assembly for an aircraft auxiliary power unit and method |
FR2826056B1 (fr) * | 2001-06-14 | 2003-12-19 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par transmission mecanique pour avion supersonique |
US7407133B2 (en) * | 2001-07-24 | 2008-08-05 | 3X Jet Aircraft Company | Using imbalanced thrust in a multi-engine jet aircraft |
US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
US7014144B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-03-21 | Honeywell International, Inc. | Dual action inlet door and method for use thereof |
US7234667B1 (en) * | 2003-12-11 | 2007-06-26 | Talmage Jr Robert N | Modular aerospace plane |
US7150431B2 (en) * | 2004-01-14 | 2006-12-19 | Mjd Innovations, L.L.C. | Electrical generator fluid-flow-coolant filtration |
GB0401189D0 (en) * | 2004-01-21 | 2004-02-25 | Rolls Royce Plc | Turbine engine arrangements |
JP2005257725A (ja) * | 2004-03-09 | 2005-09-22 | Pioneer Electronic Corp | 表示画面の焼付防止方法 |
US20060061107A1 (en) * | 2004-03-24 | 2006-03-23 | Paul Cadaret | Energy scavenging methods and apparatus |
FR2873096B1 (fr) | 2004-07-15 | 2007-11-23 | Airbus France Sas | Avion multimoteur |
US7350619B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-04-01 | Honeywell International, Inc. | Auxiliary power unit exhaust duct with muffler incorporating an externally replaceable acoustic liner |
US20060059891A1 (en) * | 2004-09-23 | 2006-03-23 | Honeywell International, Inc. | Quiet chevron/tab exhaust eductor system |
US20060137355A1 (en) * | 2004-12-27 | 2006-06-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan driven emergency generator |
US20060163425A1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-27 | Honeywell International, Inc. | Aircraft inlet assembly for reducing auxiliary power unit noise |
US7600713B2 (en) * | 2005-03-04 | 2009-10-13 | Honeywell International Inc. | Pre-hung inlet door system |
US7469545B2 (en) * | 2005-09-27 | 2008-12-30 | Honeywell International Inc. | Auxiliary power unit inlet door position control system and method |
ES2336395B1 (es) * | 2005-10-28 | 2011-02-14 | Airbus Operations, S.L. | Sistema de soporte de motor auxiliar. |
ES2301304B1 (es) * | 2005-10-31 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Sistema de apertura y cierre de seguridad para puertas. |
GB0523570D0 (en) * | 2005-11-18 | 2005-12-28 | Airbus Uk Ltd | Aircraft cooling duct |
US7540142B2 (en) * | 2006-02-21 | 2009-06-02 | Honeywell International Inc. | Multiple auxiliary power unit system inlet ducts controlled by a single actuator |
US7600714B2 (en) * | 2006-04-20 | 2009-10-13 | Honeywell International Inc. | Diffusing air inlet door assembly |
US20100236244A1 (en) * | 2006-06-28 | 2010-09-23 | Longardner Robert L | Heat absorbing and reflecting shield for air breathing heat engine |
DE102006042748B4 (de) * | 2006-09-12 | 2013-12-12 | Airbus Operations Gmbh | Flugwerkstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs |
US8016234B2 (en) * | 2006-09-12 | 2011-09-13 | Airbus Deutschland Gmbh | Airframe structure of an aircraft or spacecraft |
US7484583B2 (en) * | 2006-09-29 | 2009-02-03 | Caterpillar Inc. | Auxiliary power unit for moving a vehicle |
US7549604B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-06-23 | Hutterer Joseph A | Fuel efficient fixed wing aircraft |
ES2316257B1 (es) * | 2006-10-31 | 2010-01-12 | Airbus España, S.L. | Cono de cola para aeronave con carena movil y estructura de soporte de unidad auxiliar de energia y de sus elementos anexos. |
US8109464B2 (en) | 2007-03-08 | 2012-02-07 | The Ashman Group, Llc | Aircraft taxiing and secondary propulsion system |
US20080217466A1 (en) * | 2007-03-08 | 2008-09-11 | Bhargava Brij B | Auxiliary on board power system for an aircraft |
US7980509B2 (en) * | 2007-03-08 | 2011-07-19 | The Ashman Group, Llc | Aircraft taxiing systems |
US20090072080A1 (en) * | 2007-03-08 | 2009-03-19 | Bhargava Brij B | On board secondary propulsion system for an aircraft |
RU2007134266A (ru) * | 2007-09-14 | 2009-03-20 | Геннадий Трофимович Крещишин (RU) | Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина |
ITTO20080142A1 (it) * | 2008-02-28 | 2009-08-29 | Alenia Aeronautica Spa | Presa d'aria, in particolare per un espulsore di chaff per velivolo |
FR2930760B1 (fr) * | 2008-05-05 | 2010-09-10 | Airbus France | Dispositif annexe de deplacement au sol d'un vehicule aerien a turbine a air |
US8079550B2 (en) * | 2008-07-18 | 2011-12-20 | Hamilton Sundstrand Corporation | Auxiliary power unit inlet door actuation mechanism |
US8113767B2 (en) * | 2008-09-15 | 2012-02-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Auxiliary power unit inlet duct with acoustic silencing |
DE102009010243A1 (de) | 2009-02-24 | 2010-09-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Leistungserzeugungs-Vorrichtung sowie Rumpf-Bauteil mit einer solchen Leistungserzeugungs-Vorrichtung |
ES2350429B1 (es) | 2009-05-28 | 2011-11-18 | Airbus Operations, S.L. | Cono de cola de una aeronave con carena movil abatible |
ES2394581B1 (es) * | 2010-04-26 | 2013-12-12 | Airbus Operation, S.L | Cono de cola del fuselaje trasero de un avion con una unidad de potencia auxiliar |
FR2964087B1 (fr) * | 2010-08-25 | 2013-06-14 | Turbomeca | Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre |
US8519555B2 (en) | 2010-11-29 | 2013-08-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combination low spool generator and ram air turbine generator |
US8955335B2 (en) | 2010-12-30 | 2015-02-17 | Rolls-Royce Corporation | System, propulsion system and vehicle |
EP2678226B1 (de) * | 2011-04-28 | 2015-01-21 | Bell Helicopter Textron Inc. | Selbstausrichtendes einlassplenumsystem für einen drehflügler |
US8622342B2 (en) * | 2011-06-17 | 2014-01-07 | Embraer S.A. | On-board aircraft auxiliary power systems having dual auxiliary power units |
ES2398316B1 (es) * | 2011-07-18 | 2014-04-29 | Airbus Operations, S.L. | Sistema versátil de potencia en aeronaves |
US20130091850A1 (en) * | 2011-10-13 | 2013-04-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Method and system for reducing hot soakback |
US20130319003A1 (en) * | 2012-05-30 | 2013-12-05 | Jason Peel | Auxiliary power unit mount with fire resistant shielding |
US8864067B2 (en) * | 2012-05-31 | 2014-10-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | Auxiliary fire resistant mount system for an auxiliary power unit |
FR2992630B1 (fr) * | 2012-06-29 | 2015-02-20 | Turbomeca | Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance |
FR3000025B1 (fr) * | 2012-12-21 | 2016-12-09 | Airbus | Aeronef comprenant un poste de pilotage delocalise en dehors d'une partie superieure de la pointe avant |
WO2014158247A1 (en) * | 2013-03-13 | 2014-10-02 | Pesyna Kenneth M | Generator for flight vehicle |
WO2015054334A1 (en) * | 2013-10-08 | 2015-04-16 | United Technologies Corporation | Acoustic controlled ice deflecting auxiliary power unit inlet system |
FR3012422B1 (fr) * | 2013-10-31 | 2016-12-09 | Microturbo | Procede et systeme de generation de puissance auxiliaire dans un aeronef |
US9409653B2 (en) | 2014-09-17 | 2016-08-09 | The Boeing Company | Auxilliary power and thrust unit drive system |
FR3032419B1 (fr) * | 2015-02-09 | 2018-06-08 | Airbus Operations | Pointe arriere d'aeronef |
PL3056423T3 (pl) * | 2015-02-16 | 2018-04-30 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Statek powietrzny z kadłubem, który wyznacza co najmniej obszar wewnętrzny i obszar mieszczący układ napędowy |
JP6437347B2 (ja) | 2015-02-27 | 2018-12-12 | 三菱重工業株式会社 | 推力発生装置及び航空機 |
US20170036773A1 (en) * | 2015-08-07 | 2017-02-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inflight power management for aircraft |
FR3043726B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
FR3043725B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2017-11-17 | Snecma | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
FR3043729B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2020-06-05 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
FR3043728B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
WO2017085406A1 (fr) * | 2015-11-16 | 2017-05-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
FR3043727B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2017-11-10 | Snecma | Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
US10392120B2 (en) * | 2016-04-19 | 2019-08-27 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
US10836505B2 (en) | 2016-06-23 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation |
US11415063B2 (en) | 2016-09-15 | 2022-08-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse-flow gas turbine engine |
US10883424B2 (en) | 2016-07-19 | 2021-01-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-spool gas turbine engine architecture |
US10465611B2 (en) | 2016-09-15 | 2019-11-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow multi-spool gas turbine engine with aft-end accessory gearbox drivingly connected to both high pressure spool and low pressure spool |
US11035293B2 (en) | 2016-09-15 | 2021-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow gas turbine engine with offset RGB |
US10815899B2 (en) | 2016-11-15 | 2020-10-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine accessories arrangement |
US10808624B2 (en) | 2017-02-09 | 2020-10-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor with low over-speed requirements |
US20180257788A1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-09-13 | United Technologies Corporation | Air intake assembly with horizontal door for an aircraft auxiliary power unit |
US10746188B2 (en) | 2017-03-14 | 2020-08-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inter-shaft bearing connected to a compressor boost system |
GR1009290B (el) * | 2017-05-12 | 2018-05-15 | Βασιλειος Πετρου Νικολοπουλος | Η αεροελικογεννητρια που παραγει ενεργεια |
US10822100B2 (en) * | 2017-06-26 | 2020-11-03 | General Electric Company | Hybrid electric propulsion system for an aircraft |
US11124310B2 (en) | 2018-04-10 | 2021-09-21 | DMS Aviation Services, LLC | Pressure recovery device for an aircraft engine air intake |
US10266275B1 (en) * | 2018-04-10 | 2019-04-23 | DMS Aviation Services, LLC | Pressure recovery device for an aircraft engine air intake |
ES2967158T3 (es) * | 2018-06-22 | 2024-04-26 | Airbus Operations Slu | Sistema de admisión de aire |
CA3051563A1 (en) | 2018-08-08 | 2020-02-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turboshaft gas turbine engine |
US11242156B2 (en) * | 2019-03-15 | 2022-02-08 | Hamilton Sundstrand Corporation | Plug in fluid cooled electrical connections for tail cone mounted generator |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB924078A (en) * | 1961-12-22 | 1963-04-24 | Rolls Royce | Aircraft |
GB1212875A (en) | 1967-12-21 | 1970-11-18 | Rolls Royce | Aircraft |
US3568958A (en) * | 1968-06-06 | 1971-03-09 | Rolls Royce | Aircraft |
US3678690A (en) | 1970-07-10 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Convertible composite engine |
US3957229A (en) | 1973-08-09 | 1976-05-18 | Davis Harry C | Convertible auxiliary turbine for aircraft |
GB1503394A (en) * | 1976-07-01 | 1978-03-08 | Rolls Royce | Metal ceramic structure |
US4089493A (en) | 1976-09-29 | 1978-05-16 | Paulson Allen E | Aircraft with combination power plant |
US4130258A (en) | 1977-11-17 | 1978-12-19 | Anthony Fox | Aircraft with retractable auxiliary power unit |
US4418879A (en) | 1980-12-29 | 1983-12-06 | The Boeing Company | Scoop and inlet for auxiliary power units and method |
US4456204A (en) | 1981-09-29 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Deployable inlet for aeroplane center boost engine |
US4721271A (en) | 1985-02-14 | 1988-01-26 | The Boeing Company | Devices and method for rocket booster vectoring to provide stability augmentation during a booster launch phase |
US4684081A (en) | 1986-06-11 | 1987-08-04 | Lockheed Corporation | Multifunction power system for an aircraft |
US5529263A (en) | 1992-10-21 | 1996-06-25 | The Boeing Company | Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same |
US5480107A (en) | 1994-04-11 | 1996-01-02 | Bacon; Richard J. | 3x multi-engine jet configuration |
US5655359A (en) * | 1995-05-15 | 1997-08-12 | The Boeing Company | Passive cooling device and method for cooling an auxiliary power unit on an airplane |
EP1010618B1 (de) * | 1996-08-02 | 2002-05-22 | Honeywell International Inc. | Integrierter Schalldämpfer und Abgasendstück für Flugzeug |
US5967461A (en) * | 1997-07-02 | 1999-10-19 | Mcdonnell Douglas Corp. | High efficiency environmental control systems and methods |
-
1999
- 1999-07-15 US US09/353,346 patent/US6247668B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-07-13 DE DE60022707T patent/DE60022707T2/de not_active Revoked
- 2000-07-13 EP EP00202501A patent/EP1069044B1/de not_active Revoked
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1069044B1 (de) | 2005-09-21 |
EP1069044A3 (de) | 2003-11-19 |
DE60022707D1 (de) | 2005-10-27 |
US6247668B1 (en) | 2001-06-19 |
EP1069044A2 (de) | 2001-01-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE60022707T2 (de) | Hilfskraft- und Hilfsschubantrieb | |
DE4106752A1 (de) | Vorrichtung zum liefern von abzapfluft aus einem flugzeuggasturbinentriebwerk | |
US9038362B2 (en) | Turbofan engine with variable area fan nozzle and low spool generator for emergency power generation and method for providing emergency power | |
US7752834B2 (en) | Aircraft propulsion systems | |
EP1918199B1 (de) | Auslegung eines Flugzeugs | |
EP0459816B1 (de) | Gasturbinenbetriebenes Klimakontroll- und Grenzschichtabsaugsystem für Flugzeuge | |
AU2015205866B2 (en) | Auxiliary power and thrust unit drive system | |
US5143329A (en) | Gas turbine engine powered aircraft environmental control system and boundary layer bleed | |
DE4128078A1 (de) | Grenzschicht-abzapfsystem | |
DE102005043615B4 (de) | Propellerantriebseinheit | |
DE60206696T2 (de) | Schubvorrichtung mit variablen Betriebzyklen mit mechanischer Kraftübertragung für Überschallflugzeuge | |
DE3338456A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
EP1138592A1 (de) | Anordnung zur Zwangsführung eines Kühlluftstromes innerhalb eines Kühlaggregats eines Verkehrsflugzeugs | |
DE102006003138A1 (de) | Notversorgungsaggregat mit einer durch einen Luftstrom antreibbaren Staudruckturbine und mit einem Energiewandler für Luftfahrzeuge | |
DE2549771A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit konvertiblen zubehoerteilen | |
DE3927463A1 (de) | Hilfskraftquelle in einem mantellosen geblaese-gasturbinen-triebwerk | |
CN1705585A (zh) | 用于飞机的电动辅助动力系统结构 | |
DE2721167A1 (de) | Verfahren und vorrichtung fuer den luftstart eines turbofan-triebwerks | |
JPH04231658A (ja) | ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置 | |
US20120117940A1 (en) | Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive | |
DE102006060765B3 (de) | System und Verfahren zur Kühlung einer wärmebelasteten Einrichtung an Bord eines Flugzeugs | |
WO2014108125A1 (de) | Lärmarmes und hocheffizientes flugzeug | |
WO2017013077A1 (de) | Antriebsvorrichtung für ein flugzeug sowie ein flugzeug mit einer solchen antriebsvorrichtung | |
US9447695B2 (en) | Diffuser seal for geared turbofan or turboprop engines | |
EP2617965A2 (de) | Gasturbinenmotor mit Pylon-montiertem Zusatzantrieb |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8363 | Opposition against the patent | ||
8331 | Complete revocation |