EP2064427A1 - Intake cone for a jet engine - Google Patents

Intake cone for a jet engine

Info

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Withdrawn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
German (de)
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/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—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.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

The invention relates to an intake cone (1) for a jet engine (10) configured as a bypass power unit, having an engine core region (11) and a cladding region (12) surrounding the same, wherein the intake cone (1) is disposed concentrically in the air intake region of the jet engine (10) and at a rotatably mounted shaft (14), wherein the intake cone (1) has a cone angle (15), on which solids (16) impinging upon the intake cone (1) together with the air stream bounce off the same in movement paths (17), which guide the solids (16) predominantly into the cladding region (12). In this way, an intake cone (1) is created, in which the intake of solids (16) into the jet engine region (11) can be minimized.

Description

Eintrittskonus für ein Strahltriebwerk Inlet cone for a jet engine
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.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.
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.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 Anflanschbereich to the rotor. However, the trajectory of the foreign body which arrives at the cone arrangement can not be controlled. In particular, by the formation of the outer shape as a paraboloid of revolution, a directional specification of the trajectory after rebounding from the cone arrangement is not possible.
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.From the patent application US 2006/0056977 Al a cone arrangement is known, which is movable along the longitudinal axis of the jet engine. The cone assembly according to the arrangement disclosed herein can be lifted against the direction of flow from the low pressure turbine shaft so that optimum flow can be created in the inlet region of the jet engine and adaptable to various aircraft flight conditions. Furthermore, the proposed mobility of the cone assembly in the direction of the longitudinal axis should provide effective protection against the formation of ice and against impinging solids. Thus, although a control of the angle of attack of the incoming fluid is possible, however, the proposed embodiment has a considerable design effort. An effective protection of the jet engine, and in particular the drive core area before entering solids is not guaranteed.
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.Especially in high pressure compressors, i. In the engine core area, silting leads to erosion of the components, as the sand hits the surface at high relative velocities. In the mantle area, entering solids such as sand do not cause significant damage, as the incoming air is exposed to significantly lower accelerations and is not subject to any thermal change due to compression and fuel combustion occurring only in the engine core area. In jet engines, in addition to clogging the cooling gaps, the sand continues to cause considerable corrosion, since sulphates in the sand interact with the components of the jet engine. This problem can only be minimized by minimizing as far as possible the entry of solids such as sand and the like into the engine core area.
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.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. As shown in Figure 4, 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. In particular sulfates located in the sand and the associated sulfidation is one of the limiting damage mechanisms in low-pressure turbines.
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.It is therefore the object of the present invention to provide an inlet cone for a jet engine, in which the entry of solids in the engine core area, controlled minimized.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 sowie des Anspruchs 8 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.This object is solved by the features of claim 1 and claim 8. Advantageous developments of the invention are specified in the dependent claims.
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.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.
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.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. With the reduced fraction of solid entry into the engine core area, 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.
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.According to an advantageous embodiment of the cone arrangement, it is proposed that the cone angle of the cone arrangement has a value of 30 ° to 45 °, preferably of 35 ° to 40 ° and particularly preferably of 38 °. Specifically, 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.
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.According to a further advantageous embodiment of the invention, 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. Thus, 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 means that within a radius proportion of 62% of the total radius of the cone arrangement the impinging solids follow at a rebound angle those trajectories that lead into the cladding area. Only the remaining radius range in the outer region of the cone, that is about a radius of 38%, causes the solids to enter the engine core region, which is opposite to the Proportion according to the prior art corresponds to an improvement of about 40%. This means that 40% less sand enters the engine core area.
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.According to a further advantageous embodiment of a 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.
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.According to a further embodiment, it is provided that 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. By means of the different slopes of the cone this can be extended, which allows a further optimization or reduction of the entering into the engine core solid area. 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.
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.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. This advantageously achieves that the proportion of the sand particles entering the cladding region has a value of 50% to 70%, preferably of 55% to 65% and particularly preferably of 62% of the total sand particles impinging on the cone arrangement. With a corresponding change in the However, cone arrangement can also be achieved a higher proportion of entering into the cladding region sand particles.
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.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.
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.Further, the invention improving measures are specified in the subclaims or are presented below together with the description of a preferred embodiment of the invention with reference to the figures.
Es zeigt:It shows:
Fig. 1 ein Eintrittskonus eines Strahltriebwerkes mit einem Konuswinkel gemäß der vorliegenden Erfindung;1 shows an inlet cone of a jet engine with a cone angle according to the present invention.
Fig. 2 eine schematische Darstellung des Konus sowie desFig. 2 is a schematic representation of the cone and the
Triebwerkskernbereiches und des Mantelbereiches; Fig. 3 eine schematische Draufsicht auf den Eintrittskonus, welche in einen inneren Anströmbereich und einen äußeren Anströmbereich unterteilbar ist;Engine core area and the jacket area; 3 is a schematic plan view of the inlet cone, which can be subdivided into an inner inflow region and an outer inflow region;
Fig. 4 ein Eintrittskonus eines Strahltriebwerkes gemäß des Standes der4 an inlet cone of a jet engine according to the prior
Technik.Technology.
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.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.
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.By way of example, 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. According to the present invention, 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. By contrast, the solids 16 only move to a small extent along the trajectories 17a, which lead into the engine core region 11. 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 solids 16, which move along the inner movement path 17a into the engine core region 11, previously hit the inlet cone 1 in the outer inflow region 19. The solid bodies 16, which move along the outer movement paths 17b into the mantle region 12, strike the cone 1 in the inner inflow region 18. The boundary between the inner Anströmbereich 18 and the outer Anströmbereich 19 is given by the Grenzströmradius 20, wherein the inner Anströmbereich 18 makes up the larger radius portion and only a smaller outer Anströmbereich 19 is present.
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. 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. Clearly recognizable is the large surface which forms the inner Anströmbereich 18, so that incident on this surface solids are transferred only in the cladding region 12, whereas the smaller outer Anströmbereich 19 allows arrival of the solid in the engine core region. 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. Thus, the cone 1 may also have a plurality of cone angle sections.

Claims

A n s p r ü c h e Claims
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.1. Inlet cone (1) for a jet engine designed as a turbofan engine (10) having an engine core region (11) and a surrounding jacket region (12), wherein the inlet cone (1) concentrically in the air inlet region of the jet engine (10) is arranged and at a rotatably mounted shaft (14) is arranged, characterized in that the inlet cone (l) has a cone angle (15), in which with the air flow on the inlet cone (1) impinging solid (16) in trajectories (17) from this bounce , which lead the solids (16) predominantly in the shell region (12).
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.2. entry cone (1) according to claim 1, characterized in that the cone angle (15) of the inlet cone (1) has a value of 30 ° to 45 °, preferably from 35 ° to 40 ° and particularly preferably from 38 °.
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. 3. entry cone (1) according to one of claims 1 or 2, characterized in that the inlet cone (1) in the radial direction in an inner Anströmbereich (18) and in an outer Anströmbereich (19) is divisible, and the radial boundary between the Areas defined by a Grenzströmradius (20).
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.4. inlet cone (1) according to claim 3, characterized in that the with the air flow to the inner Anströmbereich (18) incident solid (16) after rebounding from the inlet cone (1) via an outer movement path (17b) in the cladding region ( 12) and the solids (16) impinging on the outer inflow region (19) reach the engine core region (11) after rebounding via an inner trajectory (17a).
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.5. Eintrittskonüs (1) according to claim 3 or 4, characterized in that the Grenzströmradius (20) has a radius of 50% to 70%, preferably from 55% to 65% and particularly preferably of 62% of the outer radius of the inlet cone (1) having.
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.6. entry cone (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the inlet cone (1) over its entire length in the direction of extension of the longitudinal axis (13) with a uniform cone angle (15).
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. 7. entry cone (1) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the inlet cone (1) in the inner Anströmbereich (18) has a larger cone angle (15) than in the outer Anströmbereich (19), so that the formed angle bend of the different Cone angle (15) coincides with the Grenzströmradius (20).
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. 8. Use of an inlet cone (1) for a jet engine designed as a turbofan engine (10), wherein the inlet cone (1) has a cone angle (15) with a value of 30 ° to 45 °, preferably from 35 ° to 40 ° and more preferably from 38 °, in which with the air flow to the cone assembly (1) impinging solids (16) in trajectories (17) from the cone assembly (1) bounce, which lead the solids (16) predominantly in the shell region (12).
EP07801348A 2006-09-23 2007-09-18 Intake cone for a jet engine Withdrawn EP2064427A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006044968A DE102006044968A1 (en) 2006-09-23 2006-09-23 Inlet cone for a jet engine
PCT/DE2007/001683 WO2008034425A1 (en) 2006-09-23 2007-09-18 Intake cone for a jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2064427A1 true EP2064427A1 (en) 2009-06-03

Family

ID=38857930

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07801348A Withdrawn EP2064427A1 (en) 2006-09-23 2007-09-18 Intake cone for a jet engine

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20100119376A1 (en)
EP (1) EP2064427A1 (en)
CA (1) CA2664107A1 (en)
DE (1) DE102006044968A1 (en)
WO (1) WO2008034425A1 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE202021104007U1 (en) 2021-07-27 2021-08-04 MTU Aero Engines AG Jet engine and jet engine assembly

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5182906A (en) * 1990-10-22 1993-02-02 General Electric Company Hybrid spinner nose configuration in a gas turbine engine having a bypass duct
DE102004018585B4 (en) * 2004-04-16 2013-12-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Engine inlet cone for a gas turbine engine
FR2873751B1 (en) * 2004-07-28 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa INPUT CONE OF A TURBOMACHINE
US9003759B2 (en) * 2004-12-01 2015-04-14 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2008034425A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008034425A1 (en) 2008-03-27
US20100119376A1 (en) 2010-05-13
CA2664107A1 (en) 2008-03-27
DE102006044968A1 (en) 2008-04-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60314446T2 (en) PROCESS FOR CLEANING A STATIONARY GAS TURBINE UNIT IN OPERATION
EP2378072B1 (en) Bypass flow channel of a turbofan engine
EP2147216B1 (en) Exhaust gas turbocharger
EP0990090B1 (en) Rotor blade of an axial-flow engine
DE102010002044A1 (en) Fuel nozzle with aerodynamically shaped, spiral deflection vanes
EP1184552B1 (en) Cooling device for a gas turbine casing
DE3341553A1 (en) GAS TURBINE ENGINE WITH A PARTICULATE SEPARATOR
DE102013003444A1 (en) Impact-cooled shingle of a gas turbine combustor with extended effusion holes
EP3080399B1 (en) Turbocharger
DE102007017826B4 (en) turbocharger
WO2012097995A1 (en) Aviation gas turbine thrust reversing device
EP2079908A1 (en) Turbocharger
EP3231998B1 (en) Guide vane segment
EP2410132B1 (en) Compressor blade of a gas turbine engine with self-sharpening leading edge structure
EP2064427A1 (en) Intake cone for a jet engine
DE102004018585B4 (en) Engine inlet cone for a gas turbine engine
EP1687512B1 (en) Turbocharger with a cleaning device
DE102008060943A1 (en) Multi-pass turbine housing for turbocharger of internal combustion engine, has two flow passes which surround turbine wheel and are divided from each other by partition wall
DE102009029540B4 (en) Device for protecting turbo engines against the impact of foreign bodies
EP2318664B1 (en) Gas turbine assembly with a non-cylindrical transition duct
DE3406425A1 (en) Demister for removing droplets from a gas stream
DE202021104007U1 (en) Jet engine and jet engine assembly
DE102005062561A1 (en) Gas inlet housing for an exhaust gas turbine has protective device located in flow channel leading to turbine blades arranged to prevent foreign bodies hitting or staying on vertex
DE102007059285A1 (en) Rotor blade for use in rotor of wind turbine, has profile flown from leading edge to trailing edge, where leading edge is formed by rotational body in longitudinal section of blade, and body is rotatably supported about symmetric axis
DE102016115141A1 (en) Exhaust guide section for a turbine and method for controlling a turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20090316

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20090730

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20101201