DE69920584T2 - Kühlsysteme zur Verwendung mit Hilfskrafteinheiten in Flugzeugen - Google Patents

Kühlsysteme zur Verwendung mit Hilfskrafteinheiten in Flugzeugen Download PDF

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Description

  • Erfindungsgebiet
  • Die vorliegende Erfindung betrifft Kühlsysteme zur Verwendung mit Hilfskrafteinheiten in Flugzeugen.
  • Hintergrund der Erfindung
  • Kommerzielle Flugzeuge beinhalten häufig eine Bordhilfskrafteinheit, um elektrische Energie und Druckluft für verschiedenartige Systeme bereitzustellen. Hilfskrafteinheiten werden zumeist verwendet, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, sie können jedoch auch verwendet werden, um pneumatische und elektrische Energie während des Fluges bereitzustellen. Wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, ist die Hilfskrafteinheit eine Hauptleistungsquelle, um die Umgebungskontrollsysteme, die luftbetriebenen hydraulischen Pumpen und die Anlasser für die Triebwerke anzutreiben.
  • Hilfskrafteinheiten erfordern eine bestimmte Menge von Kühlluft. Insbesondere sind Hilfskrafteinheiten mit einem Öl geschmiert, welches durch einen Ölkühler gekühlt ist. Bei einigen Systemen drückt ein aktiver Lüfter (d.h. mit sich bewegenden mechanischen Teilen) Luft über den Ölkühler und durch das Abteil, innerhalb dessen die Hilfskrafteinheit untergebracht ist. Der aktive Lüfter wird mit hohen Geschwindigkeiten durch eine komplexe Wellen- und Getriebebaugruppe angetrieben, welche operativ mit der Hilfskrafteinheit verbunden ist. Aufgrund der hohen Betriebsgeschwindigkeiten und zahlreichen komplexen mechanischen Komponenten können aktive Lüfter nach längeren Verwendungsdauern versagen. Lüfterversagen haben einen negativen Einfluss auf die Zuverlässigkeit von Hilfskrafteinheiten, was letztendlich die Betriebskosten des Flugzeugs erhöht. Folglich war es das Ziel der Gestalter von Hilfskrafteinheiten, ein passives Kühlsystem zu entwerten, welches die Anzahl von komplexen sich bewegenden mechanischen Teilen reduziert oder beseitigt.
  • Ein bekanntes passives System ist in dem US-Patent Nr. 5,655,359 beschrieben. Bei der '359-Vorrichtung kühlt ein Vakuumsystem passiv sowohl den Ölkühler als auch das gesamte Hilfskrafteinheitsabteil. Das System besteht aus zwei konzentrischen Düsen, welche nachgelagert der Turbine der Hilfskrafteinheit positioniert sind. Eine innere Düse (oder primäre Düse) leitet primäres Abgas mit hoher Geschwindigkeit aus der Gasturbine. Eine äußere Düse ist um die innere Düse herum angeordnet und ist mit einer großen kreisförmigen Sammelkammerstruktur verbunden. Die äußere Düse und Sammelkammerstruktur stehen mit dem statischen Luftdruck des Abteils der Hilfskrafteinheit durch eine oder mehrere Öffnungen, welche um die Sammelkammerstruktur herum beabstandet angeordnet sind, in Beziehung.
  • Die Kombination von konzentrischen Düsen, radialen Öffnungen und einer Sammelkammerstruktur dient als Sauglüfter oder Pumpvonrrichtung, welches gewöhnlich ein Eduktorsystem genannt wird, wenn es bei Hilfskrafteinheitinstallationen angewendet wird. Die äußere Düse stellt einen Durchlass zum Ausstoßen von Abteilluft aus dem Heckkonus des Flugzeugs bereit. Die relative Geschwindigkeitsdifferenz zwischen dem Gasfluid in den inneren und äußeren Düsen erzeugt einen Bereich abgesenkten Drucks in dem Eduktor. Dies gewährleistet eine „Pump"-Wirkung, um Abteilluft in den Eduktor und in die äußere Düse zu ziehen, um mit dem primären Turbinenabgas zusammengeführt zu werden. Indem der Ölkühler benachbart zu dem Eduktor positioniert wird, fließt Abteilluft durch die Ölkühlerdurchlässe, wodurch dessen internes Öl gekühlt wird.
  • Die '359-Anordnung beinhaltet ferner einen Lufteinlasskanal, welcher sich zwischen einer nach vorne gerichteten Umgebungsluftöffnung und der Hilfskrafteinheit erstreckt. Die Öffnung ist typischerweise geschlossen, wenn die Hilfskrafteinheit abgeschaltet ist, und offen, wenn sie angeschaltet ist. In der offenen Position ragt eine Klappe über die Flugzeughülle hinaus. Während des Fluges wird die Hilfskrafteinheit durch den Umgebungsluftfluss, welcher in die Öffnung und durch die Einlassöffnung kommt, mit Verbrennungsluft staugespeist. Eine Einlassschaufel ist innerhalb des Einlasskanals positioniert, um einen Teil des staugespeisten Luftflusses abzutrennen und in das Hilfskrafteinheitsabteil zu leiten. Für einen Boden- und einen Flugbetrieb zieht die Pumpwirkung des Eduktorsystems die Schaufelluft in das Abteil, durch den Ölkühler und aus der äußeren Auslassdüse. Dieser dedizierte Luftfluss wird verwendet, um verschiedene Komponenten der Hilfskrafteinheit, wie zum Beispiel den Ölkühler, zu kühlen, sowie um eine akzeptable Lufttemperatur in dem Hilfskrafteinheitsabteil zu halten.
  • Während das '359-System darin effektiv ist, die Gesamtzahl von sich bewegenden Teilen zu verringern, hat es den Nachteil, eine vergleichsweise große Öffnung zu erfordern, um ausreichend Luft für die Hilfskrafteinheit zur Verbrennung und Luft für das Hilfskrafteinheitsabteil zur Kühlung bereitzustellen. Die große Öffnung erfordert eine große betätigbare Luke, welche in unerwünschter Weise einen aerodynamischen Widerstand und andere Leistungseinbußen während des Fluges verursachen kann. Zusätzlich macht die insgesamt umfangreiche Größe des Einlasskanals sie unerwünscht schwer.
  • Somit besteht ein Bedarf für ein passives Hilfskrafteinheit-Ölkühlungssystem, welches von geringerem Gewicht und aerodynamisch effizienter ist. Die vorliegende Erfindung ist darauf gerichtet, diesen Bedarf zu erfüllen.
  • Die EP-A-0807576 offenbart ein Flugzeug, welches eine Hilfskrafteinheit (APU), die in einem Flugzeughinterabteil angeordnet ist, und einen Heckkonus, in welchem die Auslassöffnung für die APU angeordnet ist, aufweist. Bei diesem bekannten Flugzeug ist eine zweite Öffnung zum Ansaugen von Kühlluft in dem Flugzeughinterabteil angeordnet.
  • Die US-A-5,265,408 offenbart ein Flugzeug, bei welchem die APU in dem Heckkonus angeordnet ist, welcher mit einem Einlass für Kühlluft ausgestattet ist.
  • Die vorliegende Erfindung stellt ein Flugzeug gemäß Anspruch 1 bereit.
  • Die zweite Öffnung ist mit dem Hilfskrafteinheitsabteil verbunden. Während der Verwendung der Hilfskrafteinheit, saugt der Eduktor Luft aus der zweiten Öffnung an, um Abschnitte der Hilfskrafteinheit zu kühlen, und stößt die Luft durch die Auslassöffnung aus. Bei bevorzugten Ausführungsbeispielen ist die zweite Öffnung direkt oberhalb der hinteren Auslassöffnung angeordnet. Zusätzlich ist es bevorzugt, dass die zweite Öffnung nicht durch irgendwelche physikalischen Maßnahmen behindert ist, welche einen Luftfluss einschränken oder verhindern.
  • Das Flugzeughinterabteil befindet sich in einem Abstand von der Hinterfläche. Das Vorderende des Einlasskanals ist mit dem Flugzeughinterabteil verbunden, und das Hinterende des Einlasskanals ist mit der zweiten Öffnung verbunden. Während der Verwendung der Hilfskrafteinheit zieht der Eduktor über den Einlasskanal Luft aus der zweiten Öffnung. Ein Ausführungsbeispiel des Einlasses ist in der Lage, Kühlluft in einer Menge im Bereich von ungefähr 60 bis ungefähr 100 Pound pro Minute durchzuführen.
  • In Übereinstimmung mit weiteren Aspekten der Erfindung ist eine Verbesserung für eine Flugzeughilfskrafteinheit, welche sich in einem Raum in einem hinteren Flugzeugbereich befindet und einen Ölkühler aufweist, bereitgestellt. Die Einheit beinhaltet einen Eduktor zum Ausstoßen von Abteilluft aus einer Auslassöffnung, welche im Heck des Flugzeugs angeordnet ist und einen Ölkühler, welcher nahe dem Eduktor positioniert ist. Die Verbesserung beinhaltet eine Einlassöffnung, welche sich im Heck des Flugzeugs an einer Position oberhalb der Auslassöffnung befindet. Ein Einlasskanal erstreckt sich zwischen der Einlassöffnung und dem Abteil der Hilfskrafteinheit. Der Einlasskanal definiert einen Luftflussdurchlass, durch welchen Umgebungsluft mittels des Eduktors in das Abteil hineingezogen wird und aus der Auslassöffnung ausgestoßen wird. Das Durchführen von Luft durch das Abteil kühlt Öl, welches durch den Ölkühler fließt.
  • In Übereinstimmung mit weiteren Aspekten dieser Erfindung beihaltet der Einlasskanal ein hitzebeständiges Material, welches aus einem mehrlagigen festen Laminat-Glasfaserverbund, Titan, Stahl, Aluminium, Hochtemperatur-Silikondichtmitteln oder Teflon-imrägnierten dynamischen Dichtmitteln gebildet ist. Bei einem Ausführungsbeispiel beinhaltet der Einlass ein nicht symmetrisch geformtes Vorderende, welches mit dem Abteil verbunden ist, und ein kreisförmig geformtes Hinterende, welches mit der Einlassöffnung verbunden ist. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel beinhaltet der Einlass eine Einlassverkleidung, welche sich an der Einlassöffnung befindet. Das Einlasshinterende ist mit der Einlassverkleidung über eine dynamisch abgedichtete Gleitverbindung verbunden. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel beinhaltet der Einlass einen statisch abgedichteten Anbringungsflansch. Das Einlassvorderende ist mit dem Anbringungsflansch verbunden, welcher darüber hinaus mit dem Abteil verbunden ist.
  • Das Herbeiführen von Luftfluss geschieht an einem hinteren Flugzeugort oberhalb des Auslasses von Luft in die Atmosphäre. Bei einem Ausführungsbeispiel wird das Herbeiführen eines Luftflusses bei einer Rate im Bereich von ungefähr 60 bis ungefähr 100 Pound pro Minute bewerkstelligt. Abhängig von dem speziellen Flugzeug kann das Herbeiführen eines Luftflusses Ansaugen von Luft durch einen Einlasskanal, welcher sich zwischen der hinteren Öffnung und dem Abteil erstreckt, beinhalten. Der Einlasskanal beinhaltet ein Vorderende, ein Hinterende und eine Einlassverkleidung an der Einlassöffnung. Das Einlasshinterende ist vorzugsweise mit der Einlassverkleidung über eine dynamisch abgedichtete Gleitverbindung verbunden. Bei einem Ausführungsbeispiel ist das Vorderende des Einlasskanals mit einem Anbringungsflansch verbunden, welcher darüber hinaus mit dem Abteil verbunden ist.
  • Kurzbeschreibung der Zeichnungen
  • Die vorangegangenen Aspekte und viele der damit einhergehenden Vorteile dieser Erfindung können leichter eingeschätzt werden, wenn dieselbe durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen besser verstanden wird, wobei:
  • 1 eine von oben nach unten gesehene Darstellung eines Ausführungsbeispiels eines passiven Kühlsystems ist, welches in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
  • 2 eine perspektivische Ansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines passiven Kühlsystems ist, welches in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
  • 3 eine seitliche Aufrissansicht des Systems von 2 ist;
  • 4 eine perspektivische Ansicht des Lufteinlasskanals von 3 ist;
  • 5 eine von vorne gesehene Aufrissansicht des Kanals von 4 ist; und
  • 6 eine seitliche Aufrissansicht des Kanals von 4 ist.
  • Detaillierte Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels
  • Bei der vorliegenden Erfindung handelt es ich um ein passives Kühlsystem für Hilfskrafteinheiten, wobei Kühlluft dem Hilfskrafteinheitsabteil aus einer Öffnung, welche sich im Hinterende des Flugzeugs, oberhalb der Auslassöffnung befindet, zugeführt wird. Die Kühlluft ist zur Verwendung bei der Kühlung der externen Komponenten der Hilfskrafteinheit und insbesondere des Ölkühlers verfügbar. Die vorliegende Erfindung kann bei verschiedenartigen Typen von Hilfskrafteinheiten und an verschiedenen Positionen der Einheit ausgenutzt werden. Die Ausführungsbeispiele von 1-6 sind somit als veranschaulichend und nicht einschränkend zu verstehen.
  • 1 veranschaulicht schematisch ein Ausführungsbeispiel eines passiven Kühlsystems, welches in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung zur Verwendung mit einer Hilfskrafteinheit 10 ausgebildet ist. Die Hilfskrafteinheit beinhaltet eine Anzahl von Verdichtern 12, eine Turbine 14, einen Ölkühler 16 und eine Auslassbaugruppe 18. Die Hilfskrafteinheit ist in einem Abteil 20 positioniert, welches sich im hinteren Rumpf 22 des Flugzeugs befindet. Das Abteil ist vom Rest des Rumpfes durch verschiedene feuerschützende Wände 24 und Flächen 26 des Flugzeugs abgeschottet.
  • Ein Einlasskanal 28 erstreckt sich zwischen einer Einlassöffnung 30 in der Flugzeugaußenfläche und der Hilfskrafteinheit 10. Der Einlasskanal 28 definiert einen Luftflussdurchlass 32, durch welchen die Hilfskrafteinheit ihre Verbrennungsluft erhält. Eine Luke 34 ist schwenkbar an der Flugzeugaußenfläche 26 an der Hinterkante der Einlassöffnung 30 angebracht. Wenn die Luke 34 offen ist, wie in 1 dargestellt, fließt Luft während eines Bodenbetriebes unter Einfluss der Hilfskrafteinheit selbst und während eines Flugbetriebs unter Einfluss sowohl der Stauwirkung des Luftstroms als auch der Hilfskrafteinheit in Richtung der Pfeile.
  • Nach wie vor auf 1 Bezug nehmend beinhaltet die Auslassbaugruppe 18 eine Primärdüse 40 und einen Auslasskanal 42. Die Primärdüse 40 ist an der Turbine 14 angebracht, und der Auslasskanal 42 ist nahe der Düse 40 positioniert. Verbrennungsgase aus der Turbine werden aus der Primärdüse 40 in den Auslasskanal 42 und aus einer hinteren Auslassöffnung 44 des Heckkonus ausgestoßen.
  • Das Kühlsystem beinhaltet einen Eduktor 46, welcher sich am Übergang zwischen der Primärdüse 40 und der Auslassleitung 42 befindet. Der Eduktor bildet einen Unterdruckübergang zwischen der Primärdüse 40 und dem Auslasskanal 42 und kann unter Verwendung einer beliebigen aus einer Anzahl von bekannten Strukturen gestaltet sein. Bei dem Ausführungsbeispiel von 1 ist der Eduktor eine große kreisförmige Sammelkammerstruktur, welche einen Unterdruckübergang zwischen der Primärdüse 40 und einer Sekundärdüse 41, welche sich ausgehend von dem Vorderende des Auslasskanals 42 erstreckt, bildet. Die Sekundärdüse 41 ist bei diesem Ausführungsbeispiel als ein integraler Bestandteil der Sammelkammerstruktur des Eduktors ausgebildet. Der Eduktor 46 ist mit der hintersten Außenstruktur der Turbine (gerade vor der Primärdüse) verbunden.
  • Der Eduktor 46 beinhaltet eine Öffnung, welche in dem Umfang der Eduktorsammelkammer befindlich ist. Die Öffnung und die Sekundärdüse 41 stehen mit dem statischen Druck des Hilfskrafteinheitsabteils in Beziehung. Der Ölkühler 16 befindet sich benachbart der nach außen gerichteten Öffnung des Eduktors, so dass Kühlluft über den Ölkühler gezogen wird, bevor sie in den Eduktor 46 eintritt. Bei bevorzugten Ausführungsbeispielen ist eine erste Seite des Ölkühlers eine äußere Seitenfläche, welche dem Abteil zugewandt ist, und eine zweite Seite des Ölkühlers ist eine innere Seitenfläche, welche dem Eduktor zugewandt ist.
  • Während der Verwendung der Hilfskrafteinheit werden Verbrennungsgase von der Turbine durch die Primärdüse 40 abgegeben. Die Verbrennungsgase werden aus der Düse 40 herausgeführt, um mit der Abteilluft zusammengeführt zu werden, welche durch den Ölkühler 16 aus dem Abteil angesaugt wird und konzentrisch zwischen der Primärdüse 40 und der Sekundärdüse 41 gepumpt wird. Die zusammengeführten Gase laufen durch den Auslasskanal 42, wo sie aus der Auslassöffnung 44 des Heckkonus ausgestoßen werden. Die Primärdüse 40 und die Sekundärdüse 41 steuern somit den Mischkontakt zwischen den Verbrennungsgasen und der Abteilluft aus dem Eduktor. Indem der Durchmesser der Primärdüse verringert wird, steigt die Geschwindigkeit des Turbinenabgases. Wenn die Verbrennungsgase mit höherer Geschwindigkeit aus der Primärdüse austreten, wird ein Niedrigdruckbereich oder Teilvakuum in dem Eduktor erzeugt. Die angesaugte Luft wird mit hineingezogen und mit den Verbrennungsgasen ausgestoßen.
  • Auf 2 Bezug nehmend wird Umgebungsluft durch eine zweite Öffnung 54 im Heck des Flugzeugs dem Hilfskrafteinheitsabteil zugeführt. Weil das Hilfskrafteinheitsabteil, welches in 2 dargestellt ist, sich im Heck des Rumpfes befindet, beinhaltet das passive Kühlsystem einen Einlasskanal 50, um Kühlluft von der zweiten Öffnung 54 in das Abteil zu befördern.
  • Nach wie vor auf 2 Bezug nehmend beinhaltet der Einlasskanal 50 ein Hinterende 52, welches mit der hinteren zweiten Öffnung 54 verbunden ist. Diese zweite Öffnung 54 (hierin auch als die Einlassöffnung bezeichnet) ist vorzugsweise direkt oberhalb der Auslassöffnung 44 positioniert. Der Einlasskanal 50 beinhaltet ferner ein Vorderende 56, welches mit dem Hilfskrafteinheitsabteil 20 verbunden ist. Während der Verwendung der Hilfskrafteinheit wird atmosphärische Luft in die Einlasskanalöffnung 54 gezogen und durch den Einlasskanal 50 und in das Hilfskrafteinheitsabteil 20 geführt. Die angesaugte Luft wird verwendet, um verschiedene Komponenten der Hilfskrafteinheit, einschließlich insbesondere des Ölkühlers, kontinuierlich zu kühlen.
  • Diese Wirkung wird durch die Saugkraft des Eduktors 46 verursacht und während des Fluges durch den vergleichsweise hohen lokalen statischen Druck an den hintersten Bereichen des Flugzeugs gefördert. Die angesaugte Luft wird mit der Verbrennungsluft zusammengeführt und an der Auslassöffnung 44 zurück in die Atmosphäre entlassen. Ein weiterer Vorteil kann erzielt werden, indem die hintere Einlassöffnung 54 direkt oberhalb der Auslassöffnung 44 positioniert wird. Indem dies getan wird, wird die Differenz des statischen Drucks zwischen den zwei Öffnungen minimiert, wodurch die von dem Hilfskrafteinheitseduktor geforderte Pumparbeit reduziert wird.
  • Das spezielle Ausführungsbeispiel des Einlasskanals, welches in 4-6 dargestellt ist, dient der Verwendung mit einem Boeing-737-Flugzeug. Der Einlasskanal ist vorzugsweise aus feuerfesten und hitzebeständigen Materialien, z.B. mehrlagiger fester Laminat-Glasfaserverbund, Titan, korrosionsbeständiges Stahlblechmetall, Aluminiumguss, Hochtemperatur-Silikondichtmittel, Teflonimprägnierte dynamische Dichtmittel usw., gebildet. Das Hinterende des Einlasskanals ist im Querschnitt kreisförmig gestaltet und das Vorderende ist nicht symmetrisch gestaltet, um dem Anbringungsbereich des hinteren Schotts 58 des 737-Hilfskrafteinheitsabteils zu entsprechen. Für diesen Aufbau erstreckt sich der Einlassdurchlass linear über ungefähr 60 Zoll. Auf 6 Bezug nehmend beinhaltet der Einlasskanal eine feuerfeste Vordermanschette 60, welche statisch an einem Anbringungsflansch 61 abgedichtet ist, welcher mit dem Hilfskrafteinheitsabteil verbunden ist. Eine hintere Einlasskanalverkleidung 62 ist an der hinteren Einlassöffnung 54 vorgesehen, um einen gleichmäßigen Durchgang von in den Einlass eintretender Luft zu unterstützen. Das Einlasshinterende ist mit der Einlassverkleidung über eine dynamisch abgedichtete Gleitverbindung verbunden. Es ist bevorzugt, die Einlassöffnung offen und unbeeinträchtigt durch physikalische Verschlussmaßnahmen (wie zum Beispiel ein Ventil oder eine ähnliche Vorrichtung) zu halten.
  • Weil das Volumen der Kühlluft durch das Abteil ausreichend sein muss, um die externen Komponenten der Hilfskrafteinheit und das interne Motoröl, welches durch den Ölkühler fließt, zu kühlen, muss die Größe des Eduktoreinlasskanals 50 ausreichend sein, um den Eduktor 46 zu speisen. Gleichermaßen müssen die Eigenschaften der Primärdüse 40 und der Sekundärdüse 41 die erforderliche Druckdifferenz bereitstellen, um eine akzeptable Saugkraft auszubilden. Das Ausmaß des Einlasskanaldurchsatzes wird abhängig von dem speziellen Typ des Flugzeugs und der Hilfskrafteinheit variieren. Im Falle des Boeing-737-Flugzeugs von 5 und 6 wird eine Hilfskrafteinheit des Typ Allied-Signal 131-9[B] mit konzentrischen konisch geformten Düsen verwendet. Der Einlasskanal und die Einlassöffnung sind in der Lage, abhängig von dem Betriebsmodus der Hilfskrafteinheit Kühlluft im Bereich von ungefähr 60 bis 120 Pound pro Minute durchzuführen.
  • Wie man es nach Lesen des Vorangegangenen zu würdigen weiß, entlastet das passive Kühlsystem der vorliegenden Erfindung den Einlasskanal davon, Kühlluft für das Hilfskrafteinheitsabteil zur Verwendung beim Kühlen der externen Komponenten der Hilfskrafteinheit und des Ölkühlers bereitstellen zu müssen. Indem ein separater Lufteinlass vorhanden ist, um Kühlluft für das Abteil bereitzustellen, ist eine kleinere Menge von Stauluft an dem Einlasskanal erforderlich. Dies wiederum ermöglicht eine kleinere nach vorne gerichtete Einlassöffnung und -luke und dementsprechend geringeren aerodynamischen Widerstand (sowohl in Form von Pumpwiderstand als auch in Form von Formwiderstand). Die kleineren Größen von Einlasskanal und -luke helfen ferner dabei, das Gewicht des Systems zu verringern.
  • Das passive Kühlsystem der vorliegenden Erfindung reduziert auch das Ausmaß von Arbeit, welches von der Hilfskrafteinheit gefordert wird, um Kühlluft in das Abteil zu ziehen. Dies wird weiter dadurch unterstützt, dass die Einlassöffnung an der hinteren Außenfläche des Heckkonus des Rumpfes und direkt oberhalb der Auslassöffnung lokalisiert wird. Ein Vorteil dieses Ortes ist, dass während des Fluges die lokale statische Druckdifferenz zwischen der Einlassöffnung und der Auslassöffnung klein ist, so dass die erforderliche Menge Arbeit, um Luft durch das Eduktorsystem zu pumpen und sie aus dem Auslasskanal auszustoßen, minimiert wird. Ein weiterer Vorteil dieses Ortes ist, dass kein erkennbarer aerodynamischer Widerstand (entweder Formwiderstand oder Pumpwiderstand), welcher durch den Eduktoreinlasskanal beigesteuert wird, vorhanden ist.
  • Während das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt und beschrieben worden ist, versteht es sich, dass verschiedenartige Änderungen daran vorgenommen werden können, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen.

Claims (8)

  1. Flugzeug, welches eine Außenfläche und eine Auslassöffnung aufweist, umfassend: – ein Flugzeughinterabteil (20); – einen Heckkonus; – eine Hilfskrafteinheit (10), welche in dem Flugzeughinterabteil lokalisiert ist, wobei die Hilfskrafteinheit einen Auslasskanal (42), welcher sich zu der Auslassöffnung (44), die in dem Heckkonus des Flugzeugs angeordnet ist, erstreckt, und einen Eduktor beinhaltet; – eine Einlassöffnung (30), welche in der Außenfläche des Flugzeugs angeordnet ist, durch welche die Hilfskrafteinheit Verbrennungsluft aufnimmt; und – einen Einlasskanal (50), welcher ein erstes Ende und ein zweites Ende aufweist, wobei sich das erste Ende des Einlasskanals in das Flugzeughinterabteil erstreckt, wobei das zweite Ende (52) des Einlasskanals mit einer zweiten Öffnung (54) verbunden ist; – wobei die zweite Öffnung in dem Heckkonus des Flugzeugs an einer Stelle oberhalb oder unterhalb der Auslassöffnung angeordnet ist und wobei die zweite Öffnung getrennt von und beabstandet bezüglich der Einlassöffnung ist; und – wobei der Eduktor Kühlluft durch die zweite Öffnung ansaugt, um Abschnitte der Hilfskrafteinheit zu kühlen, und wobei die Kühlluft durch die Auslassöffnung entlassen wird, und – wobei der Einlasskanal sich durch den Heckkonus erstreckt.
  2. Flugzeug gemäß Anspruch 1, wobei das erste Ende des Einlasskanals in der Nähe eines Ölkühlers der Hilfskrafteinheit ist.
  3. Flugzeug gemäß Anspruch 1 oder 2, wobei der Kanal sich durch eine feuerschützende Wand oder ein Schott erstreckt und der Einlasskanal aus hitzebeständigem Material ist.
  4. Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Einlassöffnung ein hitzebeständiges Material aus der Gruppe umfassend mehrlagigen festen Laminat-Glasfaserverbund, Titan, Stahl, Aluminium, Hochtemperatur-Silikondichtmittel und Teflon-imprägnierte dynamische Dichtmittel beinhaltet.
  5. Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei das erste Ende des Einlasskanals nicht symmetrisch geformt ist und das zweite Ende des Einlasskanals kreisförmig geformt ist.
  6. Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die zweite Öffnung in der Lage ist, Kühlluft in einer Menge von ungefähr 60 bis ungefähr 120 Pound pro Minute durchzuführen.
  7. Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, darüber hinaus umfassend einen statisch abgedichteten Anbringungsflansch, wobei der statisch abgedichtete Anbringungsflansch mit sowohl dem ersten Ende des Einlasskanals als auch dem Flugzeughinterabteil gekoppelt ist.
  8. Flugzeug gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei der Einlasskanal ein erstes Ende, ein zweites Ende und eine Einlassverkleidung an der zweiten Öffnung beinhaltet, wobei das zweite Ende des Einlasskanals über eine dynamisch abgedichtete Gleitverbindung mit der Einlassverkleidung verbunden ist.
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