DE1556422C

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Publication number: DE1556422C
Application number: DE19681556422
Authority: DE
Priority date: 1968-02-02
Filing date: 1968-02-02
Publication date: 1973-08-23

Description

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einer vorzugsweise elektrisch angetriebenen Förder- hezustand oder im Senkrechtstart bzw. bei der Lan-a preferably electrically driven hoisting condition or in a vertical take-off or in the case of

pumpe in Abhängigkeit vom Luftströmungsdruck an dung ist die Kraft der Feder 51 stärker als derDepending on the air flow pressure on the pump, the force of the spring 51 is stronger than the

einer Membrane an der Flugzeugaußenhaut mittels Außendruck und damit der Stromkreis 60 zur Betäti-a membrane on the aircraft skin by means of external pressure and thus the circuit 60 for actuation

eines Schwimmers, eines mit diesem verbundenen gung des Absperrventils 30 unterbrochen. Erhöhta float, one associated with this supply of the shut-off valve 30 is interrupted. Elevated

Kontaktelementes und eines an der Förderpumpe an- 5 sich nun beim Horizontalflug durch die anströmendeContact element and one on the feed pump 5 are now in level flight through the incoming flow

geordneten Schalters gesteuert wird. Luft der Druck auf die Membrane 50, so wird dieseorderly switch is controlled. If the pressure on the diaphragm 50 is air, this becomes

Durch die Erfindung wird der Vorteil erzielt, daß eingedrückt und über einen Kontaktschalter 52 derThe invention has the advantage that pressed in and a contact switch 52 of the

die Leckflüssigkeit nicht mit der Startbahn in Beruh- Stromkreis geschlossen und damit eine Induktions-the leakage fluid is not closed with the runway in the Beruh circuit and thus an induction

rung kommt und bei Start und Landung keine Ge- spule 53 eingeschaltet. Das magnetische Feld derand no coils 53 are switched on during take-off and landing. The magnetic field of the

fährdung des Bodenpersonals sowie des Flug- und io Spule 53 zieht den Eisenkern 33 am Ventilschaft 34Endangering the ground crew and the flight and io coil 53 pulls the iron core 33 on the valve stem 34

Bodengeräts durch ausströmende Leckflüssigkeit er- des Absperrventils 30 gegen den Druck einer FederFloor device by leaking leakage liquid er the shut-off valve 30 against the pressure of a spring

folgen kann. 35 in die Induktionsspule 53 hinein und öffnet damitcan follow. 35 into the induction coil 53 and opens with it

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung mit me- das Absperrventil 30. Auch bei dieser Ausführungs-An embodiment of the invention with the shut-off valve 30. Also in this embodiment

chanischer Steuerung und ein weiteres Ausführungs- form wird die austretende Leckflüssigkeit durch diemechanical control and a further embodiment, the leaking leakage fluid is controlled by the

beispiel mit elektrischer Steuerung der Leckflüssig- 15 vom Außendruck angetriebene, mit einem Staurohrexample with electrical control of the leakage liquid 15 driven by the external pressure, with a pitot tube

keitsableitung ist an Hand der Zeichnung nachfol- 40 versehene Strahlpumpe 41 in den Abgasstrahl derOn the basis of the drawing, the jet pump 41 provided in the following is shown in the exhaust gas jet

gend beschrieben. Es zeigt Triebwerke 11, 12 geblasen und dort verbrannt. Dadescribed below. It shows engines 11, 12 blown and burned there. There

F i g. 1 einen Teilschnitt entlang der Linie I-I ge- die Abflußrohrleitung 32 zwischen den StrahldüsenF i g. 1 shows a partial section along the line I-I ge the drainage pipe 32 between the jet nozzles

maß F i g. 2 der gesamten Anordnung zur Leckflüs- der Triebwerke 11, 12 auch im Stand auf der Innen-measure F i g. 2 of the entire arrangement for the leakage flow of the engines 11, 12 also when standing on the inside

sigkeitsableitung, 20 seite mit einem brennbaren Film überzogen ist, soLiquid drainage, 20 side is covered with a flammable film, so

F i g. 2 eine Teildraufsicht auf die Anordnung, daß jederzeit beim Standlauf der Triebwerke 11, 12F i g. 2 is a partial plan view of the arrangement that at any time when the engines 11, 12

F i g. 3 einen Teilschnitt entlang der Linie III-III ein Ausbrennen dieser Leitung möglich wäre, ist jedeF i g. 3 a partial section along the line III-III a burnout of this line would be possible, is each

gemäßFig. 1, der Abflußleitungen 32 mit einem Rückschlagventilaccording to Fig. 1, the drain lines 32 with a check valve

F i g. 4 ein Schaltschema einer elektrisch gesteuer- 56 versehen. Die F i g. 5 und 6 zeigen die AusbildungF i g. 4 a circuit diagram of an electrically controlled 56 is provided. The F i g. 5 and 6 show the training

ten Leckflüssigkeitsableitung mit Überdrucksteue- 25 desselben. In dem mit Zerstäuberschlitzen 57 verse-th case drainage with overpressure control 25 of the same. In the one with atomizer slots 57

rung, henen und etwas erweiterten Endstück der Abfluß-tion, henen and somewhat enlarged end piece of the drainage

F i g. 5 einen Teilschnitt der Einzelheit A gemäß rohrleitung 32 lagert eine Kugel 58, die von einer Fe-F i g. 5 a partial section of the detail A according to pipe 32 supports a ball 58, which is supported by a Fe-

Fig. 1, der 54 gegen die Rohrleitungsöffnung 36 gedrückt1, the 54 pressed against the pipe opening 36

F i g. 6 eine Draufsicht der Einzelheit A gemäß wird. Diese Feder 54 drückt sich an einem Splint 55F i g. 6 is a plan view of the detail A according to FIG. This spring 54 is pressed against a split pin 55

Fig. 1, 30 ab. Dieses Rückschlagventil 56 öffnet sich nur, wennFig. 1, 30. This check valve 56 opens only when

Fig.7 eine Ansicht eines Flugzeughecks mit ein Durchsatz in der Abflußrohrleitung 32 vorhan-7 shows a view of an aircraft tail with a throughput in the drainage pipe 32.

Zwillingstriebwerken und einer Anordnung zur den ist, d. h. wenn der durch die Strahlpumpe 41 er-Twin engines and an arrangement for the is, d. H. when the jet pump 41

Leckflüssigkeitsableitung, zeugte Druck größer als die Anpreßkraft der FederLeak drainage, generated pressure greater than the contact pressure of the spring

F i g. 8 ein Schaltschema einer weiteren Ausfüh- 54 ist.F i g. 8 is a circuit diagram of a further embodiment.

rungsform einer elektrisch gesteuerten Leckflüssig- 35 Die F i g. 7 zeigt die Heckansicht und die Mehrfach-form of an electrically controlled leakage liquid 35 The F i g. 7 shows the rear view and the multiple

keitsableitung. anordnung der Abflußrohrleitungen 32, von denenderivation. arrangement of the drain pipes 32, of which

In einem Flugzeugheck 10 sind zwei Triebwerke jede einzelne mit einem Sammeltank 20 bzw. 21, 11, 12 angeordnet. Jedem dieser Triebwerke 11, 12 einer Zuleitung 22 bzw. 23, einer Rückflußsperre 24, ist ein Tank 20 bzw. 21 zugeordnet, in den eine einem Absperrventil 30 und einem Rückschlagventil Leckmengensammelleitung 22 bzw. 23 mündet, die 40 56 am Leitungsausgang 36 versehen ist. Alle Anordmit einer Rückschlagventilanordnung 24 ausgerüstet nungen besitzen jedoch nur eine gemeinsame Betätiist, um beispielsweise bei Rückenfluglage des Flug- gungsvorrichtung, sei es nun ein Quertriebselement zeugs ein Auslaufen des Tankinhaltes über die Sam- 31, eine Membrane 50 oder eine entsprechend anmelleitung 22, 23 zu verhindern. Am Tankauslauf- dere Anordnung zur gemeinsamen und gleichzeitigen rohr 25 befindet sich ein Absperrventil 30, das bei 45 Betätigung der Absperrventile 30.
dem Ausführungsbeispiel gemäß den F i g. 1 bis 3 mit Die F i g. 8 zeigt eine weitere Ausführungsform einem Quertriebselement 31 versehen ist, welches einer Absperranordnung, bei der die Leckflüssigkeit durch die Luftströmung im Horizontalflug verstellt von einer elektrisch angetriebenen Forderpumpe 37 wird und ab einer bestimmten, einstellbaren Quer- über die Abflußleitung 32 in den Abgasstrahl getrietriebskraft infolge des Drucks der Luftströmung die 50 ben wird. Die Pumpe 37 wird von einer Membrane Abflußrohrleitung 32 für die in den Tanks 20 gesam- 50 aerodynamisch über den Stromkreis 60 gesteuert, melte Leckflüssigkeit freigibt. Unmittelbar nach dem ist jedoch nur dann durch den Schalter 64 in Betrieb Absperrventil 30 ist um das Ausflußrohr 26 ein zu setzen, wenn im Tank 20, 21 eine Mindestmenge Staustrahlrohr 40 mit einer Strahlpumpe 41 angeord- Leckflüssigkeit vorhanden ist, damit die Fördernet, das durch den Druck der Luftströmung die 55 pumpe 37 im Tank 20, 21 keinen Unterdruck er-Leckflüssigkeit in den Abgasstrahl der Triebwerke zeugt, der den Leckflüssigkeitsaustritt am Triebwerk 11,12 bläst und dort zur Verbrennung bringt. 11 bzw. 12 begünstigt. Zu diesem Zweck ist zwischenIn an aircraft tail 10, two engines are arranged, each with a collecting tank 20 or 21, 11, 12. Each of these engines 11, 12 of a feed line 22 or 23, a non-return valve 24, is assigned a tank 20 or 21, into which a shut-off valve 30 and a check valve leakage manifold 22 and 23, which is provided 40 56 at the line outlet 36, opens . All arrangements equipped with a check valve arrangement 24, however, have only one common actuator, for example, when the flight device is in an inverted position, be it a transverse drive element, the tank contents can be drained via the sam- ples 31, a membrane 50 or a corresponding connection line 22, 23 impede. At the tank outlet of the arrangement to the common and simultaneous pipe 25 there is a shut-off valve 30 which, when the shut-off valves 30 are actuated.
the embodiment according to FIGS. 1 to 3 with Die F i g. 8 shows a further embodiment of a transverse drive element 31, which is a shut-off arrangement in which the leakage fluid is adjusted by the air flow in level flight by an electrically driven feed pump 37 and from a certain, adjustable transverse drive force via the discharge line 32 into the exhaust jet as a result of the The pressure of the air flow will be 50. The pump 37 is controlled by a membrane drainage pipe 32 for the entire 50 aerodynamically controlled via the circuit 60 in the tanks 20, releases leakage fluid. Immediately after, however, the shut-off valve 30 is only in operation by the switch 64 to put the outflow pipe 26 if a minimum amount of ram jet pipe 40 with a jet pump 41 is available in the tank 20, 21 so that the conveying fluid that passes through the pressure of the air flow the 55 pump 37 in the tank 20, 21 does not generate any negative pressure er leakage fluid in the exhaust jet of the engines, which blows the leakage fluid outlet at the engine 11,12 and causes it to burn. 11 or 12 favored. For this purpose is between

Bei der Ausführungsform gemäß der F i g. 4, de- dem Membranschalter 52 und dem Schalter 64 derIn the embodiment according to FIG. 4, the membrane switch 52 and the switch 64 of

ren einzelne Elemente elektrisch in Funktion gesetzt Förderpumpe 37 ein Kontaktelement 62 an einer elawerden, dient eine federbelastete Membrane 50 an 60 stischen Kontaktleitung 61 angeordnet, welchesRen individual elements are set electrically in operation Feed pump 37 a contact element 62 on an ela, a spring-loaded membrane 50 is arranged on 60 stischen contact line 61, which

der Flugzeugaußenhaut 13 als Kontaktgeber. Im Ru- durch einen Schwimmer. 63 betätigt wird.the aircraft outer skin 13 as a contactor. In ru- by a swimmer. 63 is actuated.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

1 2 engines, especially with steep and vertical claims: aircraft taking off. For aircraft with conventional take-off and

1. Arrangement for the derivation of leakage liquid landing process is the leakage oil as well as the leakages on aircraft engines, especially with 5 fuel in lines on the underside of the fuselage aircraft taking off steeply and vertically, there- free or in the exhaust jet of jet engines characterized in that the drive is headed.

work to absorb the leakage fluids during this solution is stiff at steep and vertical the take-off and landing phase, at least one of the aircraft tends not to be portable because the at the Container (20 or 21) arranged and an aerodynamic fuselage underside exiting oil and fuel mix controlled shut-off valve (30) downstream of this ste by the exhaust gas deflected for the lift thrust is which would only be ignited after the jet of the engines. From the For reasons of a certain level flight speed, compliance is prohibited the collected leakage fluid to the burning outlet at the stern during take-off and release in the engine exhaust jet. 15 landing process. If one closes the through the recirculation

2. Arrangement according to claim 1, thereby gelation arising danger because it comes from other indicates that the shut-off valve (30) is or must be eliminated due to reasons, one that varies according to the airspeed - so there are still a number of others left with adjustable transverse drive element (31) actuated- Disadvantages that an escape of combustible Gemibar is. 20 see the aircraft during take-off and landing

3. Arrangement according to claim 1, characterized in that the phase entails. For example, the indicates that the shut-off valve (30) endangers ground personnel and the ground equipment, The pressure of the incoming air also increases the soil erosion and If the membrane (50) hit the outside of the aircraft, the residue affected the adhesion to the ground (13) is assigned to the control, with the 25 pregnant that the traction of the chassis for Membrane (50) an electric drive (60) conventional take-off and landing processes considerably controls to operate the shut-off valve. is decreased.

4. Arrangement according to one of claims 1 to eliminate these disadvantages and an Anordbis 3, characterized in that the shut-off to create during the start and valve (30) a jet pump (41) with a jam landing process no leakage at all pipe (40) is connected downstream, which as a result of more can escape from the cell, is the task of free air flow during flight the invention. This object is achieved in that Leakage fluid in the exhaust jet duct on the engine to absorb the leakage fluids Engines (11,12) is blown. at least one during take-off and landing

5. Arrangement according to one of claims 1 35 arranged container and an aerodynamically gesteu- ^ to 4, characterized in that at the end of this shut-off valve is connected downstream, wel drainage pipeline (32) a check valve (56) is only arranged after a certain horizon has been exceeded is. zontal airspeed the collected leakage

6. Arrangement according to one of claims 1 fluidity for combustion in the engine exhaust jet to 5, characterized in that the Sam 40 releases. According to a development of the invention is line (22 or 23) to the case drain tank, open the shut-off valve through a corresponding to the aircraft (20 or 21) a non-return valve (24) built-in speed variably adjustable transverse drive. can be operated.

7. Arrangement according to one of claims 1 A further embodiment of the invention provides, up to 6, characterized in that several connections 45 that the shut-off valve one of the pressure of the inflow, each consisting of manifold (22, menden air acted upon membrane on the outside -23), non-return valve (24), leakage liquid tank skin of the aircraft is assigned to the control, (20 or 21), shut-off valve (30), drain pipe, the diaphragm having an electric drive to the device (32) and check valve (56), independently Actuation of the shut-off valve controls,
are arranged next to one another, whereby, however, according to a further embodiment, shut-off valves (30) can all be actuated together and at the same time as the shut-off valve of a jet pump with a back-up time. be downstream pipe, which as a result of the free

8. Arrangement according to claim 5 or 7, since the air flow during level flight characterized in that the leakage liquid leakage liquids are blown into the exhaust gas jet channel of the drive quantity in the tank (20 or 21) by a preferential unit.

wise electrically driven feed pump (37) It is also proposed that at the end of the

Depending on the air flow pressure on the drain pipeline, a check valve is arranged

a membrane (50) is on the aircraft skin and in the collecting line to the leakage fluid

(13) a non-return valve is installed by means of a float (63), one with a tank.
this connected contact element (62) and So. A further training provides that several

a formwork system arranged on the feed pump, each consisting of a collecting line,

ters (64) is controlled. Backflow stop, case drain tank, shut-off valve,

Drain pipe and check valve independent

are arranged side by side, but the

65 shut-off valves can all be operated together and at the same time.

The invention relates to an arrangement. A special embodiment is characterized by

for the derivation of leakage fluids on aircraft - indicates that the leakage fluid quantity in the tank of