EP2064427A1 - Eintrittskonus für ein strahltriebwerk - Google Patents

Eintrittskonus für ein strahltriebwerk

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Publication number
EP2064427A1
EP2064427A1 EP07801348A EP07801348A EP2064427A1 EP 2064427 A1 EP2064427 A1 EP 2064427A1 EP 07801348 A EP07801348 A EP 07801348A EP 07801348 A EP07801348 A EP 07801348A EP 2064427 A1 EP2064427 A1 EP 2064427A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
cone
region
inlet
solids
angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP07801348A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Thomas Uihlein
Markus Uecker
Olivier Seite
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of EP2064427A1 publication Critical patent/EP2064427A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical

Definitions

  • the present invention relates to an inlet cone for a jet engine designed as a turbofan engine, which has an engine core region and a jacket region surrounding it, wherein the inlet cone is arranged concentrically in the air inlet region of the jet engine and is arranged on a rotatably mounted shaft.
  • a generic cone arrangement is known from European Patent EP 0 294 654 Bl.
  • the outer shape of the cone arrangement corresponds to that of a paraboloid of revolution.
  • the wall of the cone arrangement is drawn inwardly to form a mounting flange, so that in the event of a foreign body impact on the cone assembly this remains undamaged due to a special design in the Anflansch Scheme to the rotor.
  • the trajectory of the foreign body which arrives at the cone arrangement can not be controlled.
  • a directional specification of the trajectory after rebounding from the cone arrangement is not possible.
  • An inlet cone 1 according to the prior art can be seen in the illustration in FIG. 4, which is arranged at the front end of a low-pressure turbine shaft 14 of a jet engine 10.
  • the jet engine 10 has an engine core region 11 and a jacket region 12.
  • the inlet cone 1 is arranged concentrically to the longitudinal axis 13 and has a shallow cone angle 15.
  • the flat or small cone angle 15 causes solid 16 striking the cone 1 to predominantly enter the engine core area 11 after it bounces off the surface of the cone 1.
  • the solids 16 move after rebounding from the cone 1 along various trajectories 17, the trajectories 17a in the engine core area and the trajectories 17b in drive the jacket area.
  • a majority of solids 16 are directed into the engine core region. This causes substantial damage to the engine core area 11, since the solids in the engine core area cause particularly severe erosion.
  • sulfates located in the sand and the associated sulfidation is one of the limiting damage mechanisms in low-pressure turbines.
  • the invention includes the technical teaching that the inlet cone is characterized by a cone angle, bounce in the impact with the air flow on the cone assembly solids in trajectories of the cone arrangement, which lead the solids predominantly in the cladding region.
  • the invention has the advantage that, by a suitably selected cone angle, the particle paths of the impinging solid are modified by modifying the impact angle and the air flow in particular over the entire cone arrangement in such a way that the impinging solids, such as sand particles, predominantly enter the shell region.
  • the impinging solids such as sand particles
  • the associated damage mechanisms are minimized. Due to a blunt inlet cone, less solid particles enter the engine core area than with a pointed cone. The Most particles thus get into the side stream, ie in the mantle area. There they can appear much less erosive and corrosive.
  • the cone angle of the cone arrangement has a value of 30 ° to 45 °, preferably of 35 ° to 40 ° and particularly preferably of 38 °.
  • an angle of about 38 ° as a half angle of the conical cone arrangement has been found to be particularly advantageous, since at this angle, only a very small proportion of the solids, which impinge on the cone assembly as a whole, enters the engine core area. Nevertheless, with a cone angle of 38 °, an ideal flow of the air flow which arrives in the jet engine is maintained.
  • the cone arrangement can be subdivided in the radial direction into an inner inflow region and into an outer inflow region, and the radial boundary between the regions is defined by a limiting flow radius.
  • the solids impinging upon the inner inflow region with the air flow reach the engine core region after rebounding from the cone arrangement via an inner trajectory and the solids impinging on the outer inflow region reach the jacket region after rebounding via an outer trajectory.
  • the Grenzströmradius in this case has a radius of 50% to 70%, preferably from 55% to 65%, and particularly preferably of 62% of the outer radius of the cone arrangement.
  • this extends over the entire length of the cone arrangement in the extension direction of the longitudinal axis with a uniform cone angle.
  • the outer side of the cone arrangement can pass without step into the area of the fan blades, so that an uninterrupted flow contour is formed.
  • the cone arrangement has a larger cone angle in the inner inflow region than in the outer inflow region, so that the angle bend of the different cone angles formed coincides with the limiting flow radius.
  • the cone arrangement according to this embodiment is designed such that it has a steep angle upstream, whereupon a flat cone angle follows in the flow direction, which merges into the blade arrangement.
  • the region in which the cone angle changes can advantageously fall within the boundary flow radius, so that the solids which impinge on the front steeper cone region are guided completely into the jacket region, whereupon only a small portion in the outer cone region adjoins the blade arrangement causes the solids to enter the engine core area.
  • cone arrangement can also be achieved a higher proportion of entering into the cladding region sand particles.
  • the present invention further relates to the use of a cone arrangement for a jet engine designed as a turbofan engine having an engine core region and a radially enveloping shell region, wherein the cone arrangement is arranged centrally in the air inlet region of the jet engine and is arranged at the front of the rotatable about a longitudinal axis low-pressure turbine shaft, and wherein the cone arrangement has a cone angle with a value of 30 ° to 45 °, preferably of 35 ° to 40 ° and particularly preferably of 38 °, wherein the solids impinging on the cone arrangement with the air stream bounces off the cone arrangement in trajectories, which the Lead solid mainly in the mantle area.
  • FIG. 1 shows an inlet cone of a jet engine with a cone angle according to the present invention.
  • Fig. 2 is a schematic representation of the cone and the
  • 3 is a schematic plan view of the inlet cone, which can be subdivided into an inner inflow region and an outer inflow region;
  • the inlet cone shown in FIG. 1 is provided with the reference number 1. This is located in the flow direction at the front of a jet engine 10 and is arranged concentrically with a longitudinal axis 13.
  • the inlet cone 1 is mounted on a low-pressure turbine shaft 14, so that the inlet cone 1 rotates with the turbine shaft.
  • the jet engine 10 can be subdivided into an inner engine core region 11 and an outer jacket region 12.
  • solid bodies 16 are shown which move along different movement paths 17.
  • the trajectories are divided into those which open into the engine core region 11, these are provided with the reference numeral 17a, wherein the trajectories 17, which open into the jacket region 12, are provided with the reference numeral 17b.
  • the solids 16 meet with the parallel to the longitudinal axis 13 extending flow of the air flow to the inlet cone 1. After impact, the solids 16 of cone 1 rebound and move along the illustrated trajectories 17a and 17b.
  • the cone 1 is formed with a cone angle 15, which has a value which is such that solid bodies 16 impinging on the air flow on the cone 1 follow the paths of movement 17b away from the cone 1, moving the solids 16 predominantly in lead the jacket area 12.
  • FIG. 2 schematically shows the arrangement of the cone and of the engine core region 11 and of the jacket region 12.
  • the longitudinal axis 13 is shown schematically as bisecting, so that the cone 1 extends relative to the longitudinal axis 13 at the cone angle 15.
  • the separation between the engine core region 11 and the jacket region 12 is shown schematically by a partition wall.
  • the solid 16 meet the entrance cone 1. After the rebound of the solid 16, these move along the inner and outer trajectories 17 a and 17 b.
  • the boundary between the inner Anström Society 18 and the outer Anström Scheme 19 is given by the Grenzströmradius 20, wherein the inner Anström Scheme 18 makes up the larger radius portion and only a smaller outer Anström Suite 19 is present.
  • FIG. 3 schematically illustrates a plan view of the inlet cone 1 from the direction of the longitudinal axis 13.
  • the limiting flow radius 20 defines the inner inflow region 18, whereas the outer inflow region 19 protrudes to the outer radius of the inlet cone 1.
  • the proportion of Grenzströmradius 20 in relation to the total radius of the cone assembly 1 is about 62%, so that only 38% of the incident on the proportionate radius solids arrive in the engine core area.
  • the present invention is not limited in its execution to the above-mentioned preferred Ausruhrungsbeispiel. Rather, a number of variants is conceivable, which makes use of the illustrated solution even with fundamentally different types of execution.
  • the cone 1 may also have a plurality of cone angle sections.

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Abstract

Eintrittskonus (1) für ein als Mantelstromtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk (10), das einen Triebwerkskernbereich (11) und einen diesen umgebenden Mantelbereich (12) aufweist, wobei der Eintrittskonus (1) konzentrisch im Lufteintrittsbereich des Strahltriebwerkes (10) angeordnet ist und an einer drehbar gelagerten Welle (14) angeordnet ist, wobei der Eintrittskonus (1) einen Konuswinkel (15) aufweist, bei dem mit dem Luftstrom auf den Eintrittskonus (1) auftreffende Festkörper (16) in Bewegungsbahnen (17) von diesem abprallen, welche die Festkörper (16) überwiegend in den Mantelbereich (12) führen. Damit wird ein Eintrittskonus (1) geschaffen, bei dem der Eintritt von Festkörpern (16) in den Triebwerkskernbereich (11) minimierbar ist.

Description

Eintrittskonus für ein Strahltriebwerk
Die vorliegende Erfindung betrifft einen Eintrittskonus für ein als Mantelstromtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk, das einen Triebwerkskernbereich und einen diesen umgehenden Mantelbereich aufweist, wobei der Eintrittskonus konzentrisch im Lufteintrittsbereich des Strahltriebwerkes angeordnet ist und an einer drehbar gelagerten Welle angeordnet ist.
Eine gattungsgemäße Konusanordnung ist aus der Europäischen Patentschrift EP 0 294 654 Bl bekannt. Die äußere Form der Konusanordnung entspricht der eines Rotationsparaboloids. Die Wandung der Konusanordnung ist zur Bildung eines Befestigungsflansches nach innen gezogen, so dass im Fall eines Fremdkörpereinschlags auf die Konusanordnung diese aufgrund einer speziellen Ausbildung im Anflanschbereich an den Rotor unbeschädigt bleibt. Jedoch kann die Flugbahn des Fremdkörpers, welcher auf die Konusanordnung eintrifft, nicht kontrolliert werden. Insbesondere durch die Ausbildung der äußeren Form als Rotationsparaboloid ist eine Richtungsvorgabe der Flugbahn nach dem Abprallen von der Konusanordnung nicht möglich.
Aus der Patentanmeldung US 2006/0056977 Al ist eine Konusanordnung bekannt, welche entlang der Längsachse des Strahltriebwerkes verfahrbar ist. Die Konusanordnung lässt sich gemäß der hierin offenbarten Anordnung entgegen der Strömungsrichtung von der Niederdruckturbinenwelle abheben, so dass eine optimale Strömung im Eintrittsbereich des Strahltriebwerkes geschaffen werden kann und an verschiedene Flugzustände des Luftfahrzeugs anpassbar ist. Ferner soll die vorgeschlagene Beweglichkeit der Konusanordnung in Richtung der Längsachse einen effektiven Schutz gegen die Bildung von Eis und gegen auftreffende Festkörper bieten. Damit ist zwar eine Kontrolle des Anströmwinkels des eintretenden Fluids möglich, jedoch weist die vorgeschlagene Ausführung einen erheblichen konstruktiven Aufwand auf. Ein effektiver Schutz des Strahltriebwerks, und insbesondere des Triebs werkskernbereiches vor eintretenden Festkörpern ist damit jedoch nicht sichergestellt.
Insbesondere in Hochdruckverdichtern, d.h. im Triebwerkskernbereich, führt eine Versandung zur Erosion der Bauteile, da der Sand mit hohen Relativgeschwindigkeiten auf deren Oberfläche trifft. Im Mantelbereich verursachen eintretende Festkörper wie Sand keine erheblichen Schäden, da die eintretende Luft deutlich geringeren Beschleunigungen ausgesetzt ist und keiner thermischen Veränderung aufgrund der Verdichtung und der Treibstoffverbrennung, die lediglich im Triebswerkskernbereich erfolgt, unterliegt. In Strahltriebwerken löst der Sand neben einem Verstopfen der Kühlspalte weiterhin eine erhebliche Korrosion aus, da im Sand befindliche Sulfate eine Wechselwirkung mit den Bauteilen des Strahltriebwerkes zeigen. Dieses Problem kann lediglich dadurch minimiert werden, dass der Eintritt von Festkörpern wie Sand und dergleichen in den Triebwerkskernbereich nach Möglichkeit minimiert wird.
Ein Eintrittskonus 1 gemäß des Standes der Technik ist der Darstellung in der Figur 4 zu entnehmen, welcher am vorderen Ende einer Niederdruckturbinenwelle 14 eines Strahltriebwerkes 10 angeordnet ist. Das Strahltriebwerk 10 weist einen Triebwerkskernbereich 11 sowie einen Mantelbereich 12 auf. Der Eintrittskonus 1 ist konzentrisch zur Längsachse 13 angeordnet und hat einen flachen Konuswinkel 15. Der flache bzw. kleine Konuswinkel 15 führt dazu, dass auf den Konus 1 auftreffende Festkörper 16 nach dem Abprallen von der Oberfläche des Konus 1 überwiegend in den Triebwerkskernbereich 11 gelangen. Die Festkörper 16 bewegen sich nach dem Abprallen von dem Konus 1 entlang verschiedener Bewegungsbahnen 17, wobei die Bewegungsbahnen 17a in den Triebwerkskernbereich und die Bewegungsbahnen 17b in den Mantelbereich fuhren. Gemäß der Darstellung in Figur 4 wird ein Großteil der Festkörper 16 in den Triebwerkskernbereich geleitet. Dadurch wird eine wesentliche Schädigung des Triebwerkskembereiches 11 verursacht, da die Festkörper im Triebwerkskernbereich eine besonders starke Erosion auslösen. Insbesondere im Sand befindliche Sulfate und die damit einhergehende Sulfidation stellt bei Niederdruckturbinen eine der limitierenden Schädigungsmechanismen dar.
Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Eintrittskonus für ein Strahltriebwerk zu schaffen, bei dem der Eintritt von Festkörpern in den Triebwerkskernbereich, kontrolliert minimierbar ist.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 sowie des Anspruchs 8 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Die Erfindung schließt die technische Lehre ein, dass der Eintrittskonus durch einen Konus winkel gekennzeichnet ist, bei dem mit dem Luftstrom auf die Konusanordnung auftreffende Festkörper in Bewegungsbahnen von der Konusanordnung abprallen, welche die Festkörper überwiegend in den Mantelbereich führen.
Die Erfindung bietet den Vorteil, dass durch einen geeignet gewählten Konuswinkel die Partikelbahnen des auftreffenden Festkörpers durch Modifizierung des Aufprallwinkels und des Luftstromes insbesondere über die gesamte Konusanordnung derart modifiziert werden, dass die auftreffenden Festkörper, wie beispielsweise Sandpartikel, überwiegend in den Mantelbereich gelangen. Mit dem verringerten Anteil an Festkörpereintritt in den Triebwerkskernbereich werden die damit verbundenen Schädigungsmechanismen minimiert. Durch einen stumpfen Eintrittskonus gelangen weniger Festkörper in den Triebwerkskernbereich als mit einem spitzen Konus. Die meisten Partikel geraten somit in den Nebenstrom, d.h. in den Mantelbereich. Dort können sie deutlich weniger erosiv und korrosiv wirken.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Konusanordnung wird vorgeschlagen, dass der Konuswinkel der Konusanordnung einen Wert von 30° bis 45°, vorzugsweise von 35° bis 40° und besonders bevorzugt von 38° aufweist. Speziell ein Winkel von etwa 38° als Halbwinkel der kegelförmigen Konusanordnung hat sich als besonders vorteilhaft herausgestellt, da mit diesem Winkel ein nur sehr geringer Anteil der Festkörper, welche insgesamt auf die Konusanordnung auftreffen, in den Triebwerkskernbereich eintritt. Dennoch bleibt bei einem Konuswinkel von 38° eine ideale Strömung des Luftstroms, welcher in das Strahltriebwerk eintrifft, erhalten.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausbildung der Erfindung ist die Konusanordnung in radialer Richtung in einen inneren Anströmbereich und in einen äußeren Anströmbereich unterteilbar, und die radiale Grenze zwischen den Bereichen ist durch einen Grenzstromradius definiert. Damit gelangen die mit dem Luftstrom auf den inneren Anströmbereich auftreffenden Festkörper nach dem Abprallen von der Konusanordnung über eine innere Bewegungsbahn in den Triebwerkskernbereich und die auf den äußeren Anströmbereich auftreffenden Festkörper gelangen nach dem Abprallen über eine äußere Bewegungsbahn in den Mantelbereich. Der Grenzströmradius weist dabei einen Radiusanteil von 50% bis 70%, bevorzugt von 55% bis 65%, und besonders bevorzugt von 62% des Außenradius der Konusanordnung auf. Das bedeutet, dass innerhalb eines Radiusanteils von 62% des Gesamtradius der Konusanordnung die auftreffenden Festkörper unter einem Abprallwinkel derjenigen Bewegungsbahnen folgen, die in den Mantelbereich führen. Lediglich der restliche Radiusbereich im Außenbereich des Konus, also etwa ein Radiusanteil von 38%, bewirkt ein Eintreten der Festkörper in den Triebwerkskernbereich, was gegenüber dem Anteil gemäß dem Stand der Technik einer Verbesserung von etwa 40% entspricht. Das heißt, dass 40% weniger Sand in den Triebwerkskernbereich eintreten.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform einer Konusanordnung erstreckt sich diese über der gesamten Länge der Konusanordnung in Erstreckungsrichtung der Längsachse mit einem gleichförmigen Konuswinkel. Die Außenseite der Konusanordnung kann dabei ohne Stufe in den Bereich der Fan-Schaufeln übergehen, so dass eine ununterbrochene Strömungskontur gebildet wird.
Gemäß eines weiteren Ausführungsbeispiels ist vorgesehen, dass die Konusanordnung im inneren Anströmbereich einen größeren Konuswinkel aufweist als im äußeren Anströmbereich, so dass der gebildete Winkelknick der unterschiedlichen Konuswinkel mit dem Grenzströmradius zusammenfallt. Mittels der unterschiedlichen Steigungen des Konus kann dieser verlängert werden, was einer weiteren Optimierung bzw. Reduktion der in den Triebwerkskernbereich eintretenden Festkörper ermöglicht. Die Konusanordnung ist gemäß dieses Ausführungsbeispiels derart ausgebildet, dass diese stromaufwärts einen steilen Winkel aufweist, woraufhin in Strömungsrichtung ein flacher Konuswinkel folgt, der in die Schaufelanordnung übergeht.
Der Bereich, in dem der Konuswinkel sich ändert, kann vorteilhafterweise in den Grenzströmradius fallen, so dass die Festkörper, welche auf dem vorderen steileren Konusbereich auftreffen, vollständig in den Mantelbereich geführt werden, woraufhin lediglich ein kleiner Anteil im äußeren Konusbereich angrenzend an die Schaufelanordnung dazu führt, dass die Festkörper in den Triebwerkskernbereich eintreten. Damit wird vorteilhafterweise erreicht, dass der Anteil der in den Mantelbereich eintretenden Sandpartikel einen Wert von 50% bis 70%, bevorzugt von 55% bis 65% und besonders bevorzugt von 62% der insgesamt auf die Konusanordnung auftreffenden Sandpartikel aufweist. Mit einer entsprechenden Veränderung der Konusanordnung kann jedoch auch ein höherer Anteil an in den Mantelbereich eintretenden Sandpartikel erreicht werden.
Die vorliegende Erfindung betrifft ferner die Verwendung einer Konusanordnung für ein als Mantelstromtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk, das einen Triebwerkskernbereich und einen diesen radial umhüllenden Mantelbereich aufweist, wobei die Konusanordnung zentrisch im Lufteintrittsbereich des Strahltriebwerkes angeordnet ist und vorne an der um eine Längsachse drehbar gelagerten Niederdruckturbinenwelle angeordnet ist, und wobei die Konusanordnung einen Konuswinkel mit einem Wert von 30° bis 45°, vorzugsweise von 35° bis 40° und besonders bevorzugt von 38° aufweist, bei dem mit dem Luftstrom auf die Konusanordnung auftreffende Festkörper in Bewegungsbahnen von der Konusanordnung abprallen, welche die Festkörper überwiegend in den Mantelbereich führen.
Weitere, die Erfindung verbessernde Maßnahmen sind in den Unteransprüchen angegeben oder werden nachstehend gemeinsam mit der Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt.
Es zeigt:
Fig. 1 ein Eintrittskonus eines Strahltriebwerkes mit einem Konuswinkel gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 eine schematische Darstellung des Konus sowie des
Triebwerkskernbereiches und des Mantelbereiches; Fig. 3 eine schematische Draufsicht auf den Eintrittskonus, welche in einen inneren Anströmbereich und einen äußeren Anströmbereich unterteilbar ist;
Fig. 4 ein Eintrittskonus eines Strahltriebwerkes gemäß des Standes der
Technik.
Der in der Figur 1 dargestellte Eintrittskonus ist mit dem Bezugszeichen 1 versehen. Dieser befindet sich in Strömungsrichtung vorne an einem Strahltriebwerk 10 und ist konzentrisch mit einer Längsachse 13 angeordnet. Der Eintrittskonus 1 ist auf einer Niederdruckturbinenwelle 14 montiert, so dass der Eintrittskonus 1 mit der Turbinenwelle mitrotiert. Das Strahltriebwerk 10 lässt sich in einen inneren Triebwerkskernbereich 11 und einen äußeren Mantelbereich 12 unterteilen.
Beispielhaft sind Festkörper 16 dargestellt, welche sich entlang verschiedener Bewegungsbahnen 17 bewegen. Die Bewegungsbahnen teilen sich auf in jene, die in den Triebwerkskernbereich 11 münden, diese sind mit dem Bezugszeichen 17a versehen, wobei die Bewegungsbahnen 17, welche in den Mantelbereich 12 münden, mit dem Bezugszeichen 17b versehen sind. Die Festkörper 16 treffen mit der parallel zur Längsachse 13 verlaufenden Strömung des Luftstroms auf den Eintrittskonus 1 auf. Nach dem Auftreffen prallen die Festkörper 16 von Konus 1 wieder ab und bewegen sich entlang der dargestellten Bewegungsbahnen 17a und 17b. Gemäß der vorliegenden Erfindung ist der Konus 1 mit einem Konuswinkel 15 ausgebildet, welcher einen Wert aufweist, der so beschaffen ist, dass mit dem Luftstrom auf dem Konus 1 auftreffende Festkörper 16 den Bewegungsbahnen 17b vom Konus 1 wegbewegend folgen, die die Festkörper 16 überwiegend in den Mantelbereich 12 führen. Hingegen bewegen sich die Festkörper 16 nur zu einem geringen Anteil entlang der Bewegungsbahnen 17a, welche in den Triebwerkskernbereich 11 führen. In Figur 2 ist die Anordnung des Konus sowie des Triebwerkskernbereiches 11 und des Mantelbereiches 12 schematisiert dargestellt. Die Längsachse 13 ist schematisch als halbierende dargestellt, so dass sich der Konus 1 relativ zur Längsachse 13 unter dem Konuswinkel 15 erstreckt. Die Trennung zwischen dem Triebwerkskernbereich 11 und dem Mantelbereich 12 ist schematisch durch eine Trennwand dargestellt. Die Festkörper 16 treffen auf den Eintrittskonus 1. Nach dem Abprallen der Festkörper 16 bewegen sich diese entlang der inneren und äußeren Bewegungsbahnen 17a und 17b. Die Festkörper 16, welche sich entlang der inneren Bewegungsbahn 17a in den Triebwerkskernbereich 11 bewegen, treffen zuvor im äußeren Anströmbereich 19 auf den Eintrittskonus 1 auf. Die Festkörper 16, welche sich entlang der äußeren Bewegungsbahnen 17b in den Mantelbereich 12 bewegen, treffen im inneren Anströmbereich 18 auf den Konus 1 auf. Die Grenze zwischen dem inneren Anströmbereich 18 und dem äußeren Anströmbereich 19 ist durch den Grenzströmradius 20 gegeben, wobei der innere Anströmbereich 18 den größeren Radiusanteil ausmacht und lediglich ein kleinerer äußerer Anströmbereich 19 vorhanden ist.
Figur 3 stellt schematisch eine Draufsicht auf den Eintrittskonus 1 aus Richtung der Längsachse 13 dar. Der Grenzströmradius 20 begrenzt den inneren Anströmbereich 18, wohingegen der äußere Anströmbereich 19 bis zum Außenradius des Eintrittskonus 1 ragt. Deutlich erkennbar ist die große Fläche, die den inneren Anströmbereich 18 bildet, so dass auf diese Fläche auftreffende Festkörper lediglich in den Mantelbereich 12 überführt werden, wohingegen der kleinere äußere Anströmbereich 19 ein Eintreffen der Festkörper in den Triebwerkskernbereich zulässt. Der Anteil des Grenzströmradius 20 im Verhältnis zum Gesamtradius der Konusanordnung 1 beträgt etwa 62%, so dass nur 38% der auf den anteiligen Radius auftreffenden Festkörper in den Triebwerkskernbereich eintreffen. Die vorliegende Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf das vorstehend angegebene bevorzugte Ausruhrungsbeispiel. Vielmehr ist eine Anzahl von Varianten denkbar, welche von der dargestellten Lösung auch bei grundsätzlich anders gearteten Ausfuhrungen Gebrauch macht. So kann der Konus 1 auch mehrere Konuswinkelabschnitte aufweisen.

Claims

A n s p r ü c h e
1. Eintrittskonus (1) für ein als Mantelstromtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk (10), das einen Triebwerkskernbereich (11) und einen diesen umgebenden Mantelbereich (12) aufweist, wobei der Eintrittskonus (1) konzentrisch im Lufteintrittsbereich des Strahltriebwerkes (10) angeordnet ist und an einer drehbar gelagerten Welle (14) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass der Eintrittskonus(l) einen Konuswinkel (15) aufweist, bei dem mit dem Luftstrom auf den Eintrittskonus (1) auftreffende Festkörper (16) in Bewegungsbahnen (17) von diesem abprallen, welche die Festkörper (16) überwiegend in den Mantelbereich (12) führen.
2. Eintrittskonus ( 1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass der Konus winkel (15) des Eintrittskonus (1) einen Wert von 30° bis 45°, vorzugsweise von 35° bis 40° und besonders bevorzugt von 38° aufweist.
3. Eintrittskonus (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Eintrittskonus (1) in radialer Richtung in einen inneren Anströmbereich (18) und in einen äußeren Anströmbereich (19) unterteilbar ist, und die radiale Grenze zwischen den Bereichen durch einen Grenzströmradius (20) definiert ist.
4. Eintrittskonus (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die mit dem Luftstrom auf den inneren Anströmbereich (18) auftreffenden Festkörper (16) nach dem Abprallen von dem Eintrittskonus (1) über eine äußere Bewegungsbahn (17b) in den Mantelbereich (12) gelangen und die auf den äußeren Anströmbereich (19) auftreffenden Festkörper (16) nach dem Abprallen über eine innere Bewegungsbahn (17a) in den Triebwerkskernbereich (11) gelangen.
5. Eintrittskonüs (1) nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Grenzströmradius (20) einen Radiusanteil von 50% bis 70%, bevorzugt von 55% bis 65% und besonders bevorzugt von 62% des Außenradius des Eintrittskonus (1) aufweist.
6. Eintrittskonus (1) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sich der Eintrittskonus (1) über seine gesamte Länge in Erstreckungsrichtung der Längsachse (13) mit einem gleichförmigen Konus winkel (15) erstreckt.
7. Eintrittskonus (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Eintrittskonus (1) im inneren Anströmbereich (18) einen größeren Konuswinkel (15) aufweist als im äußeren Anströmbereich (19), sodass der gebildete Winkelknick der unterschiedlichen Konuswinkel (15) mit dem Grenzströmradius (20) zusammenfallt.
8. Verwendung eines Eintrittskonus (1) für ein als Mantelstromtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk (10), wobei der Eintrittskonus (1) einen Konuswinkel (15) mit einem Wert von 30° bis 45°, vorzugsweise von 35° bis 40° und besonders bevorzugt von 38° aufweist, bei dem mit dem Luftstrom auf die Konusanordnung (1) auftreffende Festkörper (16) in Bewegungsbahnen (17) von der Konusanordnung (1) abprallen, welche die Festkörper (16) überwiegend in den Mantelbereich (12) führen.
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