EP2225157A1 - Vorrichtung zum kühlen von aus einem flugzeug abzuführendem heissgas - Google Patents

Vorrichtung zum kühlen von aus einem flugzeug abzuführendem heissgas

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Publication number
EP2225157A1
EP2225157A1 EP08866440A EP08866440A EP2225157A1 EP 2225157 A1 EP2225157 A1 EP 2225157A1 EP 08866440 A EP08866440 A EP 08866440A EP 08866440 A EP08866440 A EP 08866440A EP 2225157 A1 EP2225157 A1 EP 2225157A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
hot gas
cooling air
pipe section
aircraft
exhaust
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08866440A
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English (en)
French (fr)
Inventor
Markus Piesker
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.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP2225157A1 publication Critical patent/EP2225157A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
    • B01F—MIXING, e.g. DISSOLVING, EMULSIFYING OR DISPERSING
    • B01F25/00—Flow mixers; Mixers for falling materials, e.g. solid particles
    • B01F25/30—Injector mixers
    • B01F25/31—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows
    • B01F25/314—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
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    • B01F25/314—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit
    • B01F25/3143—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit characterised by the specific design of the injector
    • B01F25/31432—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows wherein additional components are introduced at the circumference of the conduit characterised by the specific design of the injector being a slit extending in the circumferential direction only
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B01F25/00—Flow mixers; Mixers for falling materials, e.g. solid particles
    • B01F25/30—Injector mixers
    • B01F25/31—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows
    • B01F25/312—Injector mixers in conduits or tubes through which the main component flows with Venturi elements; Details thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D2033/045—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes comprising infrared suppressors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
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    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the invention relates to a device for cooling hot gas to be removed from an aircraft.
  • Hot gas to be removed from an aircraft is produced, for example, during the operation of an auxiliary unit (also referred to below as “auxiliary power unit” or “APU”), which generates hot gas in the form of exhaust gas at a temperature of up to 730 ° C.
  • Hot gas produced in an APU should be discharged into the environment as coldly as possible in order to minimize stresses in the structure and / or the outer skin of the aircraft as a result of local temperature peaks.
  • auxiliary power unit also referred to below as "auxiliary power unit” or "APU”
  • Hot gas produced in an APU should be discharged into the environment as coldly as possible in order to minimize stresses in the structure and / or the outer skin of the aircraft as a result of local temperature peaks.
  • thermal signature of an aircraft as weak as possible, so that the aircraft can not be localized or identified by means of the thermal signature.
  • APUs are mostly deployed in the tail end of civil aircraft. Due to the aerodynamic flow conditions, however, no special provisions for exhaust gas cooling are required in the area of the tail tip. Deviating from such an arrangement, however, the integration of an APU laterally in the fuselage and, for example, under the wing fuselage fairing may be useful in some aircraft configurations, in which installation position the turbine exhaust of the APU exiting in flight terminates due to the local flow conditions on the aircraft's outer skin, which is heated by it.
  • DE 31 27 106 Al discloses a usable in a helicopter infrared barrier for cooling hot exhaust gases, which are generated by a drive motor of the helicopter.
  • the infrared barrier comprises a fairing, which is connected by means of two flanges with an engine cowling.
  • An exhaust pipe extends into a plurality of exhaust nozzles with exhaust ports through which exhaust gas from the exhaust pipe flows into corresponding exhaust pipes surrounded by cooling air passages. Since the cross-sectional area of the exhaust gas lines is greater than the cross-sectional area of the associated exhaust gas openings of the exhaust gas nozzles, a negative pressure results when the exhaust gas flows out of the exhaust gas openings. This negative pressure causes cooling air, which is supplied through inlet openings in the engine cowling, to be sucked into the exhaust gas lines and mixed there with the exhaust gas flowing through the exhaust gas.
  • WO 03/037715 A1 relates to a passive cooling system for an APU of an aircraft in which a negative pressure is created in an exhaust passage connected to the APU to draw ambient air through an air inlet into an oil cooler, a space surrounding the APU, and the exhaust passage.
  • DE 31 29 305 A1 describes a device for infrared suppression for aircraft, which comprises an exhaust duct connected to a gas turbine engine.
  • the exhaust duct whose gas outlet end is designed in the form of a flower mixer, opens into an air duct which can be acted upon by secondary air. In the vicinity of the flower mixer, the secondary air is sucked in and mixed with the exhaust gas stream from the exhaust gas duct.
  • US 3,921,906, US 3,930,627, US 4,018,046 and US 4,876,851 each disclose infrared suppression systems for use in aircraft in which hot turbine gas flowing through an exhaust passage is mixed with cooling air.
  • the object of the invention is therefore to reduce or eliminate one or more of the disadvantages described.
  • the object of the invention is to propose a device for cooling hot gas to be removed from an aircraft, with which the surrounding external structure is as little thermally influenced as possible and which does not prevent optimal operation of an APU.
  • An inventive device for cooling hot gas to be removed from an aircraft comprises a channel for directing the hot gas from a hot gas source connectable to the device to an exit point and a channel surrounding the channel for supporting the channel, the channel being formed from one or more tube sections and one or more cooling air entry points, which are connectable to one or more cooling air sources for mixing the hot gas with cooling air.
  • annular gaps Between overlapping pipe ends of pipe sections, at least one annular gap is provided in which cooling air is sucked in when flowing through hot gas by negative pressure.
  • the use of annular gaps has the side effect that the exit noise of the hot gas can be lowered by lowering the flow rate of the hot gas.
  • the overlap of pipe ends causes an increasing diameter of the flowed through channel. This means that there is a significantly larger flow cross-section at the exit point of the channel than at the entry point.
  • the flow velocity of the hot gas is also significantly reduced with additional cooling air to the exit point, whereby the flow noise and thus the noise can be reduced.
  • An additional side effect of the annular gaps is the ability to compensate for relative movements, structural deformations, thermal stresses and assembly or manufacturing tolerances of the hot gas source.
  • One of the exit point facing annular gap is the Partially closed on the exit side forming a protective underflow layer from the discharged cooling air.
  • the device according to the invention has a number of advantages over known devices of the prior art.
  • the discharged hot gas is cooled by mixing with cooling air, so that the exiting hot gas does not overheat the surrounding structure or the outer skin of the aircraft.
  • the thermal signature is less pronounced than in the prior art.
  • the device according to the invention as an APU exhaust system, a higher strength of the components is achieved because the temperature in the interior of the exhaust system is reduced by the cooling air from the cooling air sources and causes less thermal stress.
  • weight and cost can be saved by saving temperature-resistant material, e.g. Steel, titanium or temperature-resistant plastics, to reduce the structure surface around the hot gas outlet opening around.
  • temperature-resistant material e.g. Steel, titanium or temperature-resistant plastics
  • the region affected by the heat input is kept small around the hot gas outlet, so that the thermal signature is weakened and the localization of the aircraft is made difficult or prevented.
  • insulating material and thus weight can be saved because the aircraft structure in the interior of the aircraft is significantly less exposed to heat by the comparatively cool exhaust system.
  • the device according to the invention has some particularly advantageous developments.
  • exhaust air from other aircraft systems for example, from exhaust air of an APU oil cooler - the number of separate exits for exhaust air from the aircraft outer skin can be reduced.
  • the oil cooler exhaust air flow additionally cools the surface temperature of the exhaust system as a whole and leads to a lesser impairment of the aircraft structure surrounding the exhaust system.
  • FIG. 1 is a plan view of the device according to the invention
  • Figure 2 is a side sectional view of the device according to the invention
  • Figure 3 side sectional view of a development of the device according to the invention.
  • the apparatus of the invention is not limited to the cooling of APU exhaust gases but may also cool other hot gases from other systems, such as e.g. from a fuel cell. Therefore, the general term "hot gas” is sometimes used in the following:
  • the turbine exhaust gas of the APU is to be regarded as a special form of hot gas.
  • Fig. 1 shows an exhaust system 2, in which a mounted during operation housing cover is disassembled for better illustration.
  • the exhaust system 2 comprises a housing 4 formed from a sheet metal trough, reinforcing components, holders and fittings, and an exhaust passage consisting of three successive exhaust pipes 6, 8 and 10 which extends into the housing 4 from an exhaust gas entry point 12.
  • the exhaust pipe 6 introduces the exhaust gas of an APU from the exhaust gas inlet 12 into the exhaust system 2, where it enters the exhaust pipe 8 and from there via the located at an exhaust gas outlet 14 exhaust pipe 10 is finally passed into the environment.
  • the exhaust system 2 comprises an air connection 16 for supplying cooling air, which may for example be provided in the form of exhaust air from another aircraft system or in the form of ambient air.
  • cooling air may for example be provided in the form of exhaust air from another aircraft system or in the form of ambient air.
  • APU oil cooler which is likewise to be discharged into the environment, is introduced into the air connection 16.
  • the exhaust air of the APU oil cooler lends itself to the fact that it must be drained away from the vicinity of the APU in the vicinity of the aircraft anyway.
  • FIG. 2 the positions of the pipe sections and the individual exhaust pipes 6, 8 and 10 are shown in more detail.
  • the exhaust pipe 6 positioned at the exhaust gas entry point 12 is connected to the housing 4 via a mechanical decoupling device 18 and oriented horizontally in the plane of the drawing. That in the direction of flow following exhaust pipe 8 is centrally positioned with its end facing the exhaust pipe 6 and overlapping the exhaust pipe 6.
  • an annular gap 20 is formed by the radially and axially movable mounting of the exhaust pipe 6 due to the mechanical decoupling device 18 relative movements between the exhaust pipe 6 and the housing 4 can be compensated, whereby, however, the cross-sectional shape of the annular gap 20 can change.
  • the exhaust pipe 8 is fixed in the housing 4 by screws. Further, the exhaust pipe 10 is welded into a housing cover 22, which also stiffened the housing cover 22 in addition to the support function. When mounted housing cover 22, the exhaust pipe 10 is pushed over the exhaust pipe 8, resulting in a further overlap and thus another annular gap 24 results.
  • the mixture of exhaust gas cooling air can be realized either by one or by means of both annular gaps 20 and 24.
  • the annular gaps 20 and 24 are optionally geometrically designed so that a negative pressure is created at these points due to the jet pump effect by the outflowing exhaust gas. In this way, the cooling air in the housing is drawn into the annular gaps 20 and 24, whereupon it mixes with the exhaust gas.
  • the cooling air located in the housing is preferably drawn or sucked into the housing 4 from outside by means of ventilation baffles 26 integrated into the housing cover 22 or injected through the air connection 16 by other aircraft systems.
  • the baffles 26 are in addition to their main task additionally capable of limiting sudden eddy-induced pressure increases inside the housing 4. Such pressure increases can be caused by eddies on the outer skin of the aircraft, which move as a pressure wave during flight operation along the outer skin and also over the exhaust gas outlet 14. These pressure waves are caused by components extending outwardly from the outer skin, e.g. Antennas or an air inlet for the APU.
  • the jet pump effect could be realized not only by the annular gaps 20 and 24, but also by a exemplified welded to the exhaust pipe 8 and not shown in the figures pipe socket realize that would suck cooling air directly into the exhaust stream.
  • the pipe socket would be attached to the exhaust pipe 8, that by the rapidly flowing exhaust gas, a negative pressure in the Rohrstut- would arise zen. The negative pressure could then be further increased by an inserted into the exhaust pipe 8 or in the pipe stub baffle.
  • a further possibility for reducing the heat load of the region surrounding the exhaust gas outlet would be beyond the outer contour 28 of the aircraft in the extension of the exhaust gas pipe 10.
  • escaping hot gas would be conducted from the flow boundary layer on the outer skin of the aircraft or be mixed with the ambient air in such a way that a markedly reduced heating of the outer skin occurs.
  • the exhaust pipe 10 Due to the passing outside air, the exhaust pipe 10 is significantly cooled, so that thermal stresses between the exhaust pipe 10 and the exhaust pipe 8 would result. Due to the use of the annular gap 24 for introducing cooling air into the exhaust gas jet, thermal decoupling takes place between the exhaust gas pipes 8 and 10, so that damage due to thermal stresses can be clearly limited.
  • the abovementioned technical properties can be combined as desired with one another in order to arrive at an individually optimum technical solution.
  • the jet pump effect with a fan support, which actively blows cooling air into the housing.
  • cooling air could be fed directly to the exhaust pipe 8 through a pipe socket.
  • the supply of cooling air can continue to take place additionally through the annular gap 20 and / or the annular gap 22.
  • annular gap 24 it would additionally be advantageous to partially close the annular gap 24 on the exhaust pipe 10 by a metal sheet in order to remove the cooling air specifically for forming a protective underflow layer which lies between the aircraft outer structure and the hot gas.
  • a partial covering of the annular gap 24 would also lead to an acceleration of the cooling air flow, which forces a formation of the underflow during flight operation.
  • a gap 34 is formed, which practically corresponds to an annular gap extending over a substantial part of the channel length.
  • the inner tube 32 is shorter than the outer tube 30 and is aerodynamically configured so that cooling air and hot gas at the outlet 14 mix.
  • it is particularly advantageous that the inner tube directly heated by hot gas is flowed around with cooling air and in this way a great deal of insulating material can be saved.
  • the device according to the invention enables a particularly effective cooling of hot gas to be removed from an aircraft in order to heat the outer skin or the structure of the aircraft as low as possible in the region of the outlet, so that only a small thermal signature and little heat-induced structural loads result.
  • the individual technical solutions shown, such as the annular gaps 20 and 24, the use of exhaust air from an APU oil cooler, the combination of outer tube 30 and inner tube 34 and the like are to be understood as embodiments only to illustrate the technical features of the invention and not to be understood as a limitation of the scope.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung (2) zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, mit einem Kanal (6, 8, 10) zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle und mit einem den Kanal umgebenden Rahmen (4) zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus einem oder mehreren Rohrabschnitten (6, 8, 10) gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen (20, 24) aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen (16) verbindbar sind.

Description

Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas.
Aus einem Flugzeug abzuführendes Heißgas entsteht beispielsweise beim Betrieb eines Hilfsaggregats (im Folgenden auch „Auxiliary Power Unit" bzw. „APU" genannt), welches Heißgas in Form von Abgas mit einer Temperatur von bis zu 7300C erzeugt. In einer APU entstehendes Heißgas sollte möglichst kalt in die Umgebung abgeführt werden, um Spannungen in der Struktur und/oder der Außenhaut des Flugzeugs in Folge örtlicher Temperaturspitzen so gering wie möglich zu halten. Ferner besteht insbesondere bei militärischen Flugzeugen die Anforderung, die thermische Signatur eines Flugzeugs so schwach ausgeprägt wie möglich zu gestalten, so dass das Flugzeug mittels der thermischen Signatur nicht lokalisierbar oder identifizierbar ist.
APUs werden bei zivilen Flugzeugen überwiegend in der Heckspitze angeordnet. Aufgrund der aerodynamischen Strömungsverhältnisse sind im Bereich der Heckspitze jedoch keine besonderen Vorkehrungen zur Abgaskühlung erforderlich. Abweichend von einer solchen Anordnung kann jedoch bei einigen Flugzeugkonfigurationen die Integration einer APU seitlich im Rumpf und beispielsweise unter der Verkleidung des Flügel-Rumpf-Übergangs („Wing Fuselage Fairing") sinnvoll sein. Bei dieser Installationsposition legt sich das im Flugbetrieb austretende Turbinenabgas der APU aufgrund der örtlichen Strömungsbedingungen auf die Flugzeugaußenhaut, die dadurch aufgeheizt wird.
Zur Kühlung von APUs selbst ist bekannt, das so genannte Strahlpumpenprinzip zu nutzen, wodurch der verwendete Ventilator eines Ölkühlers eingespart werden kann. Bei dieser technischen Lösung wird mit Hilfe des aus der Heckspitze ausströmenden Abgases der APU aufgrund des Strahlpumpeneffekts ein Unterdruck erzeugt, der zum Einsaugen von Luft aus der äußeren Umgebung führt. Die eingesaugte Luft strömt durch ein Brandschott und von dort durch den Ölkühler, wonach sie sich mit dem Abgas vermischt und durch das Abgassystem abgeführt wird. Als zusätzlicher Nebeneffekt wird hierbei nicht nur die APU selbst gekühlt, sondern auch deren Abgas. Durch diese technische Lösung wird jedoch kein sehr effektiver thermischer Struktur- schutz erreicht. Zudem wird die Leistung der APU reduziert, da insbesondere beim Anlaufen und Herunterfahren der APU nur eine sehr geringe Kühlwirkung erreicht wird und die APU nicht optimal betrieben werden kann.
Eine weitere technische Lösung zum Verhindern des Aufheizens der Strukturoberfläche durch heiße Abgase ist die Verwendung von Luftleitblechen auf der Außenkontur des Flugzeugs. Dadurch wird das abgeführte Heißgas aus der Grenzschicht der Strömung geleitet oder so mit der Umgebungsluft vermischt, dass sich die Strukturoberfläche nur in einem noch tolerierbaren Maße aufheizt. Der Nachteil von Luftleitblechen auf der Außenkontur ist jedoch die Erhöhung des Luftwiderstandes des Flugzeugs und damit der direkten Betriebskosten.
Die DE 31 27 106 Al offenbart eine in einem Hubschrauber einsetzbare Infrarotsperre zur Kühlung heißer Abgase, die von einem Antriebsmotor des Hubschraubers erzeugt werden. Die Infrarotsperre umfasst eine Verkleidung, die mittels zweier Flansche mit einer Motorverkleidung verbunden ist. Ein Abgasrohr läuft in eine Vielzahl von Abgasdüsen mit Abgasöffnungen aus, durch die Abgas aus dem Abgasrohr in entsprechende von Kühlluftkanälen umgebene Abgasleitungen strömt. Da die Querschnittsfläche der Abgasleitungen größer ist als die Querschnittsfläche der zugehörigen Abgasöffnungen der Abgasdüsen, entsteht beim Ausströmen des Abgases aus den Abgasöffnungen ein Unterdruck. Dieser Unterdruck bewirkt, dass Kühlluft, die durch Eintrittsöffnungen in der Motorverkleidung zugeführt wird, in die Abgasleitungen gesaugt und dort mit dem die Abgasleitungen durchströmenden Abgas vermischt wird.
Die WO 03/037715 Al betrifft ein passives Kühlsystem für eine APU eines Flugzeugs, bei dem in einem mit der APU verbundenen Abgaskanal ein Unterdruck erzeugt wird, um Umgebungsluft durch einen Lufteinlass in einen Ölkühler, einen die APU umgebenden Raum sowie den Abgaskanal zu saugen.
Die DE 31 29 305 Al beschreibt eine Einrichtung zur Infrarotunterdrückung für Fluggeräte, die einen mit einem Gasturbinentriebwerk verbundenen Abgaskanal umfasst. Der Abgaskanal, dessen Gasaustrittsende in Form eines Blütenmischers ausgebildet ist, mündet in einen mit Sekundärluft beaufschlagbaren Luftführungskasten. In der Umgebung des Blütenmischers wird die Sekundärluft angesaugt und mit dem Abgasstrom aus dem Abgaskanal vermischt. Aus der US 3,921,906, der US 3,930,627, der US 4,018,046 und der US 4,876,851 sind jeweils Infrarotunterdrückungssysteme zur Verwendung in Luftfahrzeugen bekannt, bei denen einen Abgaskanal durchströmendes heißes Turbinengas mit Kühlluft gemischt wird.
Die Aufgabe der Erfindung ist demnach das Reduzieren oder Eliminieren eines oder mehrerer der geschilderten Nachteile. Insbesondere ist Aufgabe der Erfindung, eine Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas vorzuschlagen, mit der die umgebende Außenstruktur so wenig wie möglich thermisch beeinflusst wird und die nicht den optimalen Betrieb einer APU verhindert.
Diese Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den im Anspruch 1 angegebenen Merkmalen gelöst.
Eine erfindungsgemäße Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas umfasst einen Kanal zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle und einen den Kanal umgebenden Rahmen zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus einem oder mehreren Rohrabschnitten gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen verbindbar sind.
Zwischen überlappenden Rohrenden von Rohrabschnitten ist mindestens ein Ringspalt vorgesehen, in den beim Durchströmen von Heißgas durch Unterdruck Kühlluft eingesaugt wird. Durch die Verwendung von Ringspalten ergibt sich der Nebeneffekt, dass der Austrittslärm des Heißgases durch Absenkung der Strömungsgeschwindigkeit des Heißgases gesenkt werden kann. Das Überlappen von Rohrenden ruft einen steigenden Durchmesser des durchströmten Kanals hervor. Dies bedeutet, dass an der Austrittsstelle des Kanals ein deutlich größerer Strömungsquerschnitt als an der Eintrittstelle vorliegt. Dadurch wird die Strömungsgeschwindigkeit des Heißgases auch mit zusätzlicher Kühlluft zur Austrittsstelle deutlich gesenkt, wodurch die Strömungsgeräusche und damit der Lärm reduziert werden. Ein zusätzlicher Nebeneffekt der Ringspalte ist die Kompensationsmöglichkeit von Relativbewegungen, strukturellen Verformungen, thermischen Spannungen und Montage- bzw. Fertigungstoleranzen der Heißgasquelle. Ein der Austrittsstelle zugewandter Ringspalt ist zum austrittsseitigen Ausbilden einer schützenden Unterströmungsschicht aus der abgeführten Kühlluft partiell verschlossen.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist eine Reihe von Vorteilen gegenüber bekannten Vorrichtungen aus dem Stand der Technik auf. Das abzuführende Heißgas wird durch Vermischen mit Kühlluft gekühlt, so dass das austretende Heißgas die umgebende Struktur bzw. die Außenhaut des Flugzeugs nicht übermäßig erwärmt. Dadurch ist auch die thermische Signatur weniger ausgeprägt als im Stand der Technik. Bei Verwendung der erfindungsgemäßen Vorrichtung als APU-Abgassystem wird eine höhere Festigkeit der Bauteile erreicht, denn die Temperatur im Innern des Abgassystems wird durch die Kühlluft aus den Kühlluftquellen herabgesetzt und verursacht weniger Wärmespannungen.
Zunächst können durch die Kühlung des Heißgases Gewicht und Kosten durch Einsparen von temperaturbeständigem Material, wie z.B. Stahl, Titan oder temperaturbeständige Kunststoffe, zum Schutz der Strukturoberfläche um die Heißgasaustritts- öffnung herum reduziert werden. Zum anderen wird der vom Wärmeeintrag beeinflusste Bereich um den Heißgasaustritt herum klein gehalten, so dass die thermische Signatur geschwächt und die Lokalisierung des Flugzeugs erschwert oder unterbunden wird. Zusätzlich kann Isoliermaterial und damit Gewicht eingespart werden, denn die Flugzeugstruktur im Innern des Flugzeugs wird durch das vergleichsweise kühle Abgassystem deutlich weniger mit Wärme beaufschlagt.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist einige besonders vorteilhafte Weiterbildungen auf. Insbesondere kann durch Verwenden von Abluft aus anderen Flugzeugsystemen - bspw. von Abluft eines APU-Ölkühlers - die Anzahl separater Ausgänge für Abluft aus der Flugzeugaußenhaut reduziert werden. Weiterhin kühlt der Ölkühlerabluftstrom zusätzlich die Oberflächentemperatur des Abgassystems insgesamt und führt zu einer geringeren Beeinträchtigung der das Abgassystem umgebenden Flugzeugstruktur.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert. In den Figuren werden gleiche Objekte durch gleiche Bezugszeichen gekennzeichnet. Es zeigen:
Figur 1 Draufsicht auf die erfindungsgemäße Vorrichtung, Figur 2 seitliche Schnittansicht der erfindungsgemäßen Vorrichtung, und
Figur 3 seitliche Schnittansicht einer Weiterbildung der erfindungsgemäßen Vorrichtung.
Zum besseren Verständnis werden nachfolgend verschiedene Ausführungsbeispiele der erfindungsgemäßen Vorrichtung beschrieben, die exemplarisch in ein Militärtransportflugzeug vom Typ AIRBUS A400M integriert sind. Die erfindungsgemäße Vorrichtung ist nicht auf das Kühlen von APU-Abgasen beschränkt, sondern kann auch andere heiße Gase von anderen Systemen kühlen, wie z.B. von einer Brennstoffzelle. Daher wird nachfolgend teilweise der allgemeine Begriff „Heißgas" verwendet. Das Turbinenabgas der APU ist als spezielle Form eines Heißgases anzusehen.
Fig. 1 zeigt ein Abgassystem 2, bei dem eine während des Betriebs angebrachte Gehäuseabdeckung zur besseren Darstellung demontiert ist. Das Abgassystem 2 umfasst ein aus einer Blechwanne, Verstärkungsbauteilen, Haltern und Beschlägen gebildetes Gehäuse 4 und einen aus drei aufeinander folgenden Abgasrohren 6, 8 und 10 bestehenden Abgaskanal, welcher sich von einer Abgaseintrittsstelle 12 ausgehend in das Gehäuse 4 erstreckt. Das Abgasrohr 6 leitet das Abgas einer APU von der Abgaseintrittsstelle 12 in das Abgassystem 2 ein, wo es in das Abgasrohr 8 gelangt und von dort über das an einer Abgasaustrittstelle 14 gelegene Abgasrohr 10 schließlich in die Umgebung geleitet wird.
Weiterhin umfasst das Abgassystem 2 einen Luftanschluss 16 zum Zuführen von Kühlluft, die beispielsweise in Form von Abluft eines anderen Flugzeugsystems oder in Form von Umgebungsluft bereitgestellt werden kann. Exemplarisch wird im Folgenden davon ausgegangen, dass in den Luftanschluss 16 die ebenfalls in die Umgebung abzuführende Abluft eines APU-Ölkühlers eingeleitet wird. Die Abluft des APU- Ölkühlers bietet sich an, da diese ohnehin aus der Nähe der APU in die Umgebung des Flugzeugs abgeführt werden muss.
In Fig. 2 sind die Lagen der Rohrabschnitte bzw. der einzelnen Abgasrohre 6, 8 und 10 detaillierter dargestellt. Das an der Abgaseintrittsstelle 12 positionierte Abgasrohr 6 ist über eine mechanische Entkopplungseinrichtung 18 mit dem Gehäuse 4 verbunden und in der Zeichnungsebene horizontal ausgerichtet. Das in Strömungsrichtung nachfolgende Abgasrohr 8 ist mit seinem zum Abgasrohr 6 gewandten Ende zentrisch und überlappend zum Abgasrohr 6 positioniert. Im Bereich der Überlappung zwischen Abgasrohr 6 und Abgasrohr 8 entsteht ein Ringspalt 20. Durch die radial und axial bewegliche Lagerung des Abgasrohrs 6 aufgrund der mechanischen Entkopplungseinrichtung 18 können Relativbewegungen zwischen dem Abgasrohr 6 und dem Gehäuse 4 ausgeglichen werden, wodurch sich jedoch die Querschnittsform des Ringspalts 20 verändern kann. Das Abgasrohr 8 ist in dem Gehäuse 4 durch Schrauben befestigt. Ferner ist das Abgasrohr 10 in eine Gehäuseabdeckung 22 geschweißt, was zusätzlich zur Halterungsfunktion auch die Gehäuseabdeckung 22 versteift. Bei montierter Gehäuseabdeckung 22 ist das Abgasrohr 10 über das Abgasrohr 8 geschoben, wodurch sich eine weitere Überlappung und damit ein weiterer Ringspalt 24 ergibt.
Die Mischung von Abgas Kühlluft kann wahlweise durch einen oder mit Hilfe beider Ringspalte 20 und 24 realisiert werden. Dafür sind die Ringspalte 20 und 24 wahlweise geometrisch so auszulegen, dass an diesen Stellen aufgrund des Strahlpumpeneffekts durch das ausströmende Abgas ein Unterdruck entsteht. Auf diese Weise wird die in dem Gehäuse befindliche Kühlluft in die Ringspalte 20 und 24 gezogen, woraufhin sie sich mit dem Abgas vermischt.
Die im Gehäuse befindliche Kühlluft wird vorzugsweise durch in die Gehäuseabdeckung 22 integrierte Lüftungsleitbleche 26 von außen in das Gehäuse 4 eingezogen/eingesaugt oder von anderen Flugzeugsystemen durch den Luftanschluss 16 eingeblasen. Die Lüftungsleitbleche 26 sind neben ihrer Hauptaufgabe zusätzlich dazu befähigt, plötzliche wirbelinduzierte Druckanstiege im Innern des Gehäuses 4 zu begrenzen. Solche Druckanstiege können durch Wirbel auf der Außenhaut des Flugzeugs entstehen, welche sich als Druckwelle während des Flugbetriebs entlang der Außenhaut und auch über dem Abgasauslass 14 bewegen. Verursacht werden diese Druckwellen durch sich von der Außenhaut nach außen erstreckende Bauelemente, wie z.B. Antennen oder ein Lufteinlass für die APU.
Der Strahlpumpeneffekt ließe sich nicht nur durch die Ringspalte 20 und 24 realisieren, sondern auch durch einen exemplarisch am Abgasrohr 8 angeschweißten und in den Figuren nicht dargestellten Rohrstutzen realisieren, der Kühlluft direkt in den Abgasstrom saugen würde. Dafür wäre der Rohrstutzen so an dem Abgasrohr 8 zu befestigen, dass durch das schnell strömende Abgas ein Unterdruck in dem Rohrstut- zen entstehen würde. Der Unterdruck könnte dann durch ein in das Abgasrohr 8 oder in den Rohrstutzen eingesetztes Leitblech zusätzlich gesteigert werden.
Eine weitere Möglichkeit, die Wärmebeaufschlagung des den Abgasauslass umgebenden Bereichs zu reduzieren, läge in der Verlängerung des Abgasrohrs 10 über die Außenkontur 28 des Flugzeugs hinaus. Dadurch würde austretendes Heißgas aus der Strömungsgrenzschicht auf der Außenhaut des Flugzeugs geleitet oder derart mit der Umgebungsluft vermischt werden, dass sich eine deutlich verminderte Aufheizung der Außenhaut einstellt. Durch die vorbeiströmende Außenluft wird das Abgasrohr 10 deutlich abgekühlt, so dass sich thermische Spannungen zwischen dem Abgasrohr 10 und dem Abgasrohr 8 ergeben würden. Aufgrund der Verwendung des Ringspalts 24 zur Einleitung von Kühlluft in den Abgasstrahl erfolgt eine thermische Entkopplung zwischen den Abgasrohren 8 und 10, so dass Schäden aufgrund von Wärmespannungen deutlich begrenzt werden können. Zusätzlich hierzu werden die entstehenden und von der Höhe des Abgasrohrs 10 über der Außenhaut 28 des Flugzeugs abhängigen Windlasten durch die gleichermaßen bereitgestellte mechanische Entkopplung nicht in das Abgasrohr 8 übertragen. Dies ist vorteilhaft, da das Abgasrohr 8 im Gegensatz zum Abgasrohr 10 thermisch stark beansprucht wird und dadurch eine geringe Festigkeit aufweist. Schließlich verhindert eine Verlängerung des Abgasrohrs 10 über die Flugzeugaußenhaut 28 hinaus das Eindringen von Wasser und Enteisungsflüssigkeit in das Abgassystem.
Zusätzlich lassen sich die vorgenannten technischen Eigenschaften beliebig miteinander kombinieren, um zu einer individuell optimalen technischen Lösung zu gelangen. So lässt sich z.B. der Strahlpumpeneffekt mit einem Gebläse unterstützen, welches Kühlluft aktiv in das Gehäuse bläst. Zusätzlich könnte durch einen Rohrstutzen Kühlluft dem Abgasrohr 8 direkt zugeführt werden. Weiterhin kann die Zufuhr der Kühlluft weiterhin zusätzlich durch den Ringspalt 20 und/oder den Ringspalt 22 erfolgen.
Schließlich wäre es zusätzlich vorteilhaft, am Abgasrohr 10 den Ringspalt 24 partiell durch ein Blech zu verschließen, um die Kühlluft gezielt zum Ausbilden einer schützenden Unterströmungsschicht abzuführen, welche sich zwischen Flugzeugaußenstruktur und dem Heißgas legt. Eine partielle Abdeckung des Ringspalts 24 würde außerdem zu einer Beschleunigung des Kühlluftstroms führen, welcher im Flugbetrieb eine Bildung der Unterströmung forciert. Durch Realisieren des Kanals mittels eines Außenrohrs 30 und eines Innenrohrs 32, wie in Fig. 3 gezeigt, wird ein Zwischenraum 34 gebildet, der praktisch einem sich über einen wesentlichen Teil der Kanallänge erstreckendem Ringspalt entspricht. Vorzugsweise ist das Innenrohr 32 kürzer als das Außenrohr 30 und ist aerodynamisch so ausgestaltet, dass sich Kühlluft und Heißgas am Austritt 14 vermischen. Bei dieser Variante ist besonders vorteilhaft, dass das durch Heißgas direkt erhitzte Innenrohr mit Kühlluft umströmt wird und auf diese Weise sehr viel Isoliermaterial eingespart werden kann.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung ermöglicht eine besonders effektive Kühlung von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, um die Außenhaut bzw. die Struktur des Flugzeugs im Bereich des Auslasses möglichst gering zu erwärmen, so dass sich nur eine geringe thermische Signatur und wenig wärmeinduzierte Strukturbelastungen ergeben. Die gezeigten technischen Einzellösungen, wie etwa die Ringspalte 20 und 24, die Verwendung von Abluft aus einem APU-Ölkühler, die Kombination von Außenrohr 30 und Innenrohr 34 und dergleichen sind lediglich als Ausführungsbeispiele zu verstehen, die nur zur Verdeutlichung der erfindungsgemäßen technischen Merkmale und nicht als Beschränkung des Schutzbereichs zu verstehen sind.

Claims

Patentansprüche
1. Vorrichtung (2) zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas, mit einem Kanal zum Leiten des Heißgases von einer mit der Vorrichtung (2) verbindbaren Heißgasquelle zu einer Austrittsstelle (14) und mit einem den Kanal umgebenden Rahmen (4) zum Haltern des Kanals, wobei der Kanal aus mindestens zwei an ihren einander zugewandten Enden überlappenden Rohrabschnitten (6, 8, 10) gebildet ist und eine oder mehrere Kühllufteintrittsstellen (20, 24) aufweist, die zum Mischen des Heißgases mit Kühlluft mit einer oder mehreren Kühlluftquellen verbindbar sind, und wobei in mindestens einem Bereich des Kanals mit überlappenden Rohrabschnitten (6, 8, 10) zwischen den einander zugewandten Rohrenden ein Zwischenraum in Form eines Ringspalts (20, 24) gebildet ist, dadurch gekennzeichnet, dass ein der Austrittsstelle (14) zugewandter Ringspalt (24) zum austrittsseitigen Ausbilden einer schützenden Unterströmungsschicht aus der abgeführten Kühlluft partiell verschlossen ist.
2. Vorrichtung (2) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Ringspalte (20, 24) jeweils entgegengesetzt zur Strömungsrichtung des Heißgases geöffnet sind.
3. Vorrichtung (2) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Kanal dazu angepasst ist, beim Durchströmen des Heißgases einen Unterdruck an den Ringspalten (20, 24) zum Einsaugen von Kühlluft zu erzeugen.
4. Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Kanal aus einem Eintrittsrohrabschnitt (6), einem Austrittsrohrabschnitt (10) und einem Zwischenrohrabschnitt (8) gebildet ist, wobei sich der Zwischenrohrabschnitt (8) mit dem Eintrittsrohrabschnitt (6) und der Austrittsrohrabschnitt (10) mit dem Zwischenrohrabschnitt (8) überlappt und in den Überlappungsbereichen jeweils ein Ringspalt (20, 24) ausgebildet ist, die zum Eintrittsrohrabschnitt (6) hin geöffnet sind.
5. Vorrichtung (2) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Rahmen (4) eine Entkopplungseinrichtung (18) zum mechanisch entkoppelten Haltern des Eintrittsrohrabschnitts (6) aufweist.
6. Vorrichtung (2) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Eintrittsrohrabschnitt (6) mit der Heißgasquelle verbindbar ist.
7. Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch mindestens einen an einem Rohrabschnitt (6, 8, 10) angeordneten Rohrstutzen zum Einsaugen von Kühlluft in den Heißgasstrom.
8. Vorrichtung (2) nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch ein Leitblech, das in den am Rohrstutzen gelegenen Rohrabschnitt (6, 8, 10) und/oder in den Rohrstutzen eingesetzt ist.
9. Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rahmen (4) als Gehäuse (4) ausgeführt ist.
10. Vorrichtung (2) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (4) einen Kühlluftanschluss (16) zum Einleiten von Kühlluft in das Gehäuse (4) aufweist.
11. Vorrichtung (2) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Kühlluftanschluss (16) mit einer Luftaustrittsstelle eines Flugzeugsystems oder mit einem Abluftanschluss eines Ölkühlers eines Hilfsag- gregats (APU) verbindbar ist.
12. Vorrichtung (2) nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass der Austrittsrohrabschnitt (10) in einer Gehäuseabdeckung (22) angeordnet ist.
13. Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dasssich der Austrittsrohrabschnitt (10) von der Flugzeugaußenhaut (28) nach außen erstreckt.
14. Vorrichtung (2) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Kanal aus einem Außenrohr (30) und einem Innenrohr (32) gebildet ist, wobei das Innenrohr mit der Heißgasquelle verbindbar ist und sich ein Zwischenraum (34) zwischen dem Innenrohr (32) und dem Außenrohr (30) zum Durchströmen von Kühlluft befindet.
15. Vorrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dassein Abgasanschluss des Hilfsaggregats als Heißgasquelle mit der Vorrichtung (2) verbindbar ist.
16. Verwendung einer Vorrichtung (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 15 in einem Flugzeug zum Abführen und Kühlen von Abgas aus einem Hilfsaggregat (APU).
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Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2620361B1 (de) * 2012-01-26 2016-11-09 Airbus Operations, S.L. Abflussmast des Raums des Hilfsaggregats eines Luftfahrzeuges
FR2986275B1 (fr) * 2012-02-01 2016-07-01 Turbomeca Procede d'ejection de gaz d'echappement de turbine a gaz et ensemble d'echappement de configuration optimisee
DE102012211421A1 (de) 2012-07-02 2014-05-22 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Abluftführung eines Brennstoffzellenstacks in einem Kraftfahrzeug
WO2014112976A1 (en) * 2013-01-15 2014-07-24 United Technologies Corporation Fire shield for a gas turbine engine
WO2014149604A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Apu exhaust system
FR3013683B1 (fr) * 2013-11-27 2017-07-07 Microturbo Procede et systeme pour la production optimisee d'energie non propulsive
EP2886448B1 (de) * 2013-12-20 2017-03-08 Airbus Operations GmbH Lasttragendes Element und Verfahren zur Herstellung eines lasttragenden Elements
CN108779885B (zh) * 2016-01-15 2020-04-17 米德维尔工具模具公司 具有交叠滑配接头的被动排出阀组件及形成和安装的方法
CN113184215B (zh) * 2021-03-31 2022-06-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机蒙皮排气导管安装方法
GB2611745A (en) * 2021-09-29 2023-04-19 Airbus Sas Exhausting of hot gases from within an aircraft
FR3141681A1 (fr) 2022-11-09 2024-05-10 Airbus Helicopters Aéronef muni d’un conduit d’échappement couplé à un système de stabilisation

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070022757A1 (en) * 2005-08-01 2007-02-01 Sikorsky Aircraft Corporation Infrared suppression system

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2297425A (en) * 1938-09-02 1942-09-29 Meissner Kurt Exhaust conduit assembly
US2653585A (en) * 1949-12-22 1953-09-29 United Aircraft Corp Engine cooling and exhaust arrangement
US3930627A (en) * 1973-10-03 1976-01-06 Summa Corporation Radiation shielding and gas diffusion apparatus
US3921906A (en) * 1974-12-02 1975-11-25 Gen Electric Infrared suppression system for a gas turbine engine
US4018046A (en) * 1975-07-17 1977-04-19 Avco Corporation Infrared radiation suppressor for gas turbine engine
US4312480A (en) * 1979-11-26 1982-01-26 Hughes Helicopters, Inc. Radiation shielding and gas diffusion apparatus
DE3010598C2 (de) * 1980-03-20 1984-05-24 Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln Durch Umgebungsluft gekühltes Abgasrohr
DE3127106A1 (de) * 1981-07-09 1983-01-27 Hughes Helicopters, Inc., 90230 Culver City, Calif. Vorrichtung zur strahlungsabschirmung und gasausbreitung
DE3129305A1 (de) * 1981-07-24 1983-02-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur infrarotunterdrueckung fuer fluggeraete, insbesondere hubschrauber
DE3712328A1 (de) * 1987-04-11 1988-10-27 Messerschmitt Boelkow Blohm Einrichtung zur infrarotstrahlungsabschirmung
DE19524731A1 (de) * 1995-07-07 1997-01-09 Bmw Rolls Royce Gmbh Turboprop-Triebwerk mit einem Luft-Ölkühler
US6937181B2 (en) * 1999-12-23 2005-08-30 Forsvarets Materielverk Device for reducing the signature of hot exhausting gases
US6651929B2 (en) * 2001-10-29 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Passive cooling system for auxiliary power unit installation
US7284364B2 (en) * 2003-09-08 2007-10-23 Northrop Grumman Ship Systems, Inc. Passive exhaust suppressor and method
US7350619B2 (en) * 2004-09-23 2008-04-01 Honeywell International, Inc. Auxiliary power unit exhaust duct with muffler incorporating an externally replaceable acoustic liner
US20060059891A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Honeywell International, Inc. Quiet chevron/tab exhaust eductor system

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070022757A1 (en) * 2005-08-01 2007-02-01 Sikorsky Aircraft Corporation Infrared suppression system

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WO2009083074A4 (de) 2009-10-01
DE102007061994B4 (de) 2016-11-03
US8371522B2 (en) 2013-02-12
US20100300661A1 (en) 2010-12-02

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