DE1164239B

DE1164239B - Transverse drive surface with rounded trailing edge for aircraft

Info

Publication number: DE1164239B
Application number: DENDAT1164239D
Authority: DE
Inventors: Ivor Macaulay Davidson
Original assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Current assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Publication date: 1964-02-27

Description

Quertriebsfläche mit abgerundeter Ifinterkante für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf eine Quertriebsfläche mit abgerundeter Hinterkante und mit in Richtung der Spannweite sich erstreckenden Auslaßöffnungen in der Oberfläche zu beiden Seiten der Hinterkante, um ein Strömungsmittel nach hinten über die Fläche zur Hinterkante zu blasen, wobei die Blasenergie der Auslaßöffnungen relativ zueinander veränderbar ist.Transverse drive surface with rounded Ifinterkante for aircraft The invention refers to a transverse drive surface with a rounded trailing edge and with in the direction the span extending outlet openings in the surface on both sides the trailing edge to flow fluid backward across the surface to the trailing edge to blow, wherein the bubble energy of the outlet openings can be changed relative to one another is.

Zur Steuerung einer einen Auftrieb erzeugenden Umströmung einer Quertriebsfläche sind bereits Flächen mit abgerundeter Hinterkante vorgeschlagen worden, die auf der Ober- und Unterseite Auslaßöffnungen für ein Strömungsmittel aufweisen, durch welche das Strömungsmittel über die rückwärtige Oberfläche der Quertriebsfläche als dünne Schicht ausgeblasen wird. Im Idealfall entsteht ein Staupunkt an der Stelle der abgerundeten Mächenhinterkante, wo die beiden Strömungsmittel-Ströme aufeinandertreffen. Durch eine Veränderung der relativen Energie der beiden Ströme, z. B. durch Veränderung der Öff- nungsquerschnitte der Ausblasöffnungen, kann der rückwärtige Staupunkt entlang der hinteren abgerundeten Kante der Quertriebsfläche verschoben und damit eine Auftriebsänderung erzielt werden.To control a buoyancy-generating flow around a transverse drive surface, surfaces with rounded trailing edges have already been proposed which have outlet openings for a fluid on the top and bottom through which the fluid is blown out as a thin layer over the rear surface of the transverse drive surface. In the ideal case, a stagnation point arises at the point of the rounded rear edge of the machine, where the two fluid flows meet. By changing the relative energy of the two currents, e.g. B. by changing the opening cross- sections of the exhaust openings, the rear stagnation point can be shifted along the rear rounded edge of the transverse drive surface and thus a change in lift can be achieved.

Bei der praktischen Anwendung dieses Prinzips hat sich ergeben, daß hinter der Kante der Quertriebsfläche ein Sog entsteht und daher die Änderung der relativen Energie der beiden Strömungsmittel-Ströme nicht notwendigerweise zur gewünschten Verschiebung des rückwärtigen Staupunktes führt. Die durch diesen Sog hervorgerufene Verwirbelung erweist sich als großer Nachteil, da sie eine sichere Steuerung der den Auftrieb erzeugenden Umströmung der Fläche unmöglich macht.In the practical application of this principle it has been found that behind the edge of the transverse drive surface there is a suction and therefore the change in relative energy of the two fluid streams not necessarily to the desired one Shifting the rear stagnation point leads. The one caused by this suction Turbulence proves to be a major disadvantage as it is a safe control of the makes it impossible to flow around the surface, which creates buoyancy.

Der Erfindung liegt. die Aufgabe zugrunde, diese Verwirbelung zu verhindern, um durch eine Veränderung der relativen Energie der beiden Strömungsmittel-Ströme eine eindeutige Verschiebung des rückwärtigen Staupunktes zu ermöglichen.The invention lies. the task is to prevent this turbulence, by changing the relative energy of the two fluid flows to enable a clear shift of the rear stagnation point.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung dadurch gelöst, daß das Strömungsmittel zwischen den Auslaßöffnungen flächig absaugbar ist.This object is achieved according to the invention in that the fluid can be sucked off over a large area between the outlet openings.

Damit wird es möglich, die durch die Auslaßöffnungen ausgeblasene Strömung derart zu beeinflussen, daß sie an der gesamten zwischen den beiden Auslaßöffnungen befindlichen abgerundeten Hinterkante der Quertriebsfläche anliegt und daß durch eine Veränderung der relativen Energie der Strömungen der rückwärtige Staupunkt und damit der Auftrieb wirkungsvoll und gezielt verändert werden kann.This makes it possible to remove the air blown out through the outlet openings To influence the flow in such a way that it covers the entire area between the two outlet openings located rounded rear edge of the transverse drive surface and that through a change in the relative energy of the currents of the rear stagnation point and so that the buoyancy can be changed effectively and in a targeted manner.

Vorteilhafterweise wird die Absaugfläche aus porösem Material hergestellt oder besteht aus einer die abgerundete Mnterkante bildenden Verkleidung mit einer Vielzahl kleiner getrennter öffnungen.The suction surface is advantageously made from a porous material or consists of a cladding forming the rounded Mnterkante with a Large number of small separate openings.

In der Zeichnung ist die Erfindung durch zwei Ausführungsbeispiele veranschaulicht; es zeigt F i g. 1 eine Aufsicht eines Flugzeuges mit Quertriebsflächen (Tragflächen) gemäß der Erfindung, F i g. 2 einen Querschnitt durch die Hinterkante einer Tragfläche des Flugzeuges nach der Linie II-II der F i g. 1, F i g. 3 a, 3 b und F i g. 4 Diagramme zur Erklärung der Wirkung der Anordnung gemäß der Erfindung, F i g. 5 einen Querschnitt durch die Tragfläche des zweiten Ausführungsbeispiels.In the drawing, the invention is illustrated by two exemplary embodiments; it shows F i g. 1 shows a plan view of an aircraft with transverse drive surfaces (wings) according to the invention, FIG . 2 shows a cross section through the trailing edge of a wing of the aircraft along line II-II in FIG. 1, Fig. 3 a, 3 b and F i g. 4 diagrams for explaining the effect of the arrangement according to the invention, FIG. 5 shows a cross section through the wing of the second embodiment.

Das in Fig. 1 dargestellte Flugzeug umfaßt einen Rumpf 1, ein paar Tragflächen 2, eine Höhenleitfläche 3 und eine Seitenleitfläche 4. Es wird durch zwei Gasturbinen 5 angetrieben, die in Motorgondeln zu beiden Seiten des rückwärtigen Rumpfendes eingebaut sind. Die Motoren können natürlich in gleicher Weise an irgendeiner anderen Stelle des Flugzeuges in bekannter Art angebracht sein.The aircraft shown in Fig. 1 comprises a fuselage 1, a pair of wings 2, a height guide surface 3 and a side guide surface 4. It is driven by two gas turbines 5 which are installed in motor nacelles on both sides of the rear end of the fuselage. The motors can of course be attached in the same way at any other point on the aircraft in a known manner.

Jede Tragfläche 2 hat eine im wesentlichen elliptische Querschnittsform mit einer abgerundeten End kante, wie in F i g. 2 dargestellt ist, und ist an ihrer Oberfläche mit zwei gleichen Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen 10 und 11 versehen.Each wing 2 has a substantially elliptical cross-sectional shape with a rounded end edge, as in FIG . 2 and is provided with two identical boundary layer influencing openings 10 and 11 on its surface.

Die öffnung 11 ist an einem sich in Spannweite erstreckenden Absatz in der Flügelunterkante im gleichen Abstand von der Flügelhinterkante wie die Öff- nung 10 angeordnet. Beide Absätze haben die gleiche Ausbildung, und die Löcher zeigen zur Flügelhinterkante.The opening 11 is arranged on a shoulder extending over a span in the wing lower edge at the same distance from the wing trailing edge as the opening 10 . Both heels have the same training, and the holes point to the trailing edge of the wing.

Die öffnungen 10 und 11 stehen mit Verteilerleitungen 21 bzw. 22 in Verbindung, die sich über die Spannweite innerhalb des Flügels erstrecken. Die Verteilerleitungen sind über Leitungen 27 und 28 mit Ventilen 33 und 34 an eine Luftdruckquelle angeschlossen, z. B. an die Kompressoren der Antriebsgasturbinen 5 oder an einen oder mehrere Hilfskompressoren.The openings 10 and 11 are connected to distribution lines 21 and 22, respectively, which extend over the span within the wing. The distribution lines are connected via lines 27 and 28 with valves 33 and 34 to a source of air pressure, e.g. B. to the compressors of the drive gas turbines 5 or to one or more auxiliary compressors.

Die abgerundete Flügelhinterkante 51 der Tragfläche zwischen den Öffnungen 10 und 11 ist aus einem für die Anwendung einer verteilten Saugwirkung an der Oberfläche geeigneten Material hergestellt. Dieses Material kann z. B. ein poröses Sintermetallblech oder ein an sich bekanntes Blech mit einer großen Anzahl kleiner, dicht beieinander liegender getrennter öffnungen hergestellt sein. Hinter diesem Blech ist eine Kammer 52 vorgesehen und über Leitungen 53 mit einer Saugquelle, d. h. mit den Kompressoren der Antriebsaggregate 5 oder der bereits oben erwähnten Hilfskompressoren verbunden.The rounded wing trailing edge 51 of the wing between the openings 10 and 11 is made of a material suitable for the application of a distributed suction to the surface. This material can e.g. B. a porous sintered metal sheet or a known sheet with a large number of small, closely spaced separate openings can be made. Behind this sheet a chamber 52 is provided and via lines 53 to a suction source, i. H. connected to the compressors of the drive units 5 or the auxiliary compressors already mentioned above.

Im Betriebszustand des Flugzeuges wird Druckluft an die öffnungen 10 und 11 geleitet, wie durch den Pfeil A angedeutet ist, während an der abgerundeten Oberfläche 51 der Endkanten eine Saugwirkung ausgeübt wird, die durch den Pfeil B angedeutet ist. Der Abstand der einzelnen Löcher 10, 11 ist derart, daß die Luftstrahlen, die von diesen ausgehen, sich zu einer Schicht vereinigen, die sich kontinuierlich über die Spannweite der Tragfläche erstreckt, und diese über die Flügeloberfläche strömenden Schichten haben eine Grenzschichtbeeinflussungswirkung und sind bestrebt, die Sogstelle, die andernfalls an der abgerundeten Flügelhinterkante bestehen wüFde, zu schließen. Wie bereits oben erwähnt, läßt sich die Neigung zur Wirbelbildung an der Flügelhinterkante - etwa an den Stellen 55 in F i g. 3 a - nicht völlig vermeiden. Durch Anwendung einer Saugwirkung werden diese Wirbel jedoch verkleinert oder im wesentlichen ausgeschaltet. Wenn daher die Strömungsstärken und Geschwindigkeiten der aus den öffnungen austretenden Strömungen gleich sind und die Tragfläche etwa den Anstellwinkel Null in bezug auf die generelle Strömungsrichtung der Strömung hinter dem Flügel, d. h. in bezug auf die Flugrichtung des Luftfahrzeuges hat, so wird der rückwärtige Staupunkt X am hinteren Ende der Tragfläche liegen, wie in F i g. 2 gezeigt ist.In the operational state of the aircraft, compressed air is directed to the openings 10 and 11 , as indicated by the arrow A , while a suction effect, which is indicated by the arrow B, is exerted on the rounded surface 51 of the end edges. The distance between the individual holes 10, 11 is such that the air jets which emanate from them combine to form a layer which extends continuously over the span of the wing, and these layers flowing over the wing surface have a boundary layer influencing effect and strive to to close the suction point that would otherwise exist on the rounded trailing edge of the wing. As already mentioned above, the tendency to vortex formation at the trailing edge of the wing - for example at points 55 in FIG. 3 a - do not avoid it entirely. However, by applying suction, these vortices are reduced in size or essentially eliminated. Therefore, if the flow strengths and velocities of the currents emerging from the openings are the same and the wing has approximately zero angle of attack with respect to the general direction of flow of the flow behind the wing, i. H. with respect to the direction of flight of the aircraft, the rear stagnation point X will be at the rear end of the wing, as in FIG. 2 is shown.

Durch Verändern der Strömungsstärken und bzw. oder Geschwindigkeiten der beiden Strömungen kann der Staupunkt an verschiedene Stellen zwischen den Öffnungen 1.0 und 11 gelegt werden, wie z. B. in F i g. 4 gezeigt ist. Die sich daraus ergebende Veränderung der Strömung um die Tragfläche ist die Ursache von Veränderungen des Auftriebs. Hierzu sind Ventile 33 und 34 mit einer gemeinsamen Steuereinrichtung 40 verbunden, die derart aufgebaut ist, daß die Ventile im entgegengesetzten Sinn betätigt werden, so daß beim Vergrößern der Strömung durch die Öffnung 10 die Strömung durch die öffnung 11 gleichzeitig verringert wird und ebenso umgekehrt. Durch Betätigen des Steuerorganes 40 wird eine Auftriebsveränderung der Tragflächen erreicht, wie sie gewöhnlich durch Klappen ausgeführt wird.By changing the flow strengths and / or speeds of the two flows, the stagnation point can be placed at different points between the openings 1.0 and 11 , such as. B. in Fig. 4 is shown. The resulting change in the flow around the wing is the cause of changes in lift. For this purpose, valves 33 and 34 are connected to a common control device 40 which is constructed in such a way that the valves are actuated in opposite directions so that when the flow through opening 10 is increased, the flow through opening 11 is reduced at the same time and vice versa. By actuating the control element 40, a change in lift of the wings is achieved, as is usually carried out by flaps.

Es sei erwähnt, daß ohne Absaugen über die Oberfläche der Flügelhinterkante bei erhöhter Strömungsstärke oder Geschwindigkeit des einen Strahles in bezug auf den anderen der schwächere Strahl noch dazu neigt, den stärkeren von der Oberfläche abzudrängen bei derselben Stellung, wie bei der F i g. 3 b angezeigt ist. Die zusammenfließenden Strömungen verlassen die Tragfläche dann bei einer Neigung, die von den relativen Energien der beiden Strömungen abhängt, und haben eine Wirkung ähnlich derjenigen von Düsenklappen. Bei Anwendung der Absaugung hingegen kann der rückwärtige Staupunkt an irgendeine gewünschte Stelle der Oberfläche der Flügelhinterkante gelegt und der Auftrieb mit einem geringeren Aufwand von Druckluft vergrößert werden als bei dem Düsenklappensystem.It should be mentioned that without suction over the surface of the trailing edge of the wing, with increased flow strength or speed of one jet in relation to the other, the weaker jet still tends to push the stronger jet away from the surface in the same position as in FIG. 3 b is displayed. The converging currents then leave the wing at an incline that depends on the relative energies of the two currents, and have an effect similar to that of nozzle flaps. When using suction, however, the rear stagnation point can be placed at any desired point on the surface of the wing trailing edge and the lift can be increased with less compressed air than with the nozzle flap system.

F i g. 5 zeigt eine Anwendung der Erfindung bei Flugzeugtragflächen mit dritten und vierten Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen 12 und 1.3. Die dritte Öffnung 12 ist in einem sich über die Spannweite erstreckenden Absatz in der unteren Flügeloberfläche in Nachbarschaft und unmittelbar vor der öffnung 11 gebildet. Dieser dritte Absatz ist gleich ausgebildet wie der angrenzende Absatz, jedoch in bezug auf diesen umgekehrt gerichtet, d. h. die stromaufwärts gerichtete Fläche in bezug auf die Hauptströmung um die Tragfläche fällt mit der Flügeloberfläche zusammen, während die Löcher an der anderen Fläche vorgesehen sind und also nach vom zeigen. Die vierte Grenzschichtbeeinflussungsöffnung 13 ist in einen vierten, sich in Spannrichtung erstreckenden Absatz gebildet, der an der Tragflächenunterseite in beträchtlichem Abstand von der Flügelhinterkante und annähernd in halber Flügeltiefe angeordnet ist. Dieser Absatz ist ähnlich aufgebaut wie die übrigen bisher beschriebenen, wobei die öffnungen in Strömungsrichtung auf die Flügelhinterkante zeigen.F i g. 5 shows an application of the invention to aircraft wings with third and fourth boundary layer influencing openings 12 and 1.3. The third opening 12 is formed in a shoulder extending over the span in the lower wing surface in the vicinity and directly in front of the opening 11 . This third paragraph is designed in the same way as the adjacent paragraph, but with respect to this it is directed the other way round, i. H. the upstream surface with respect to the main flow around the wing coincides with the wing surface, while the holes are provided on the other surface and thus point forward. The fourth boundary layer influencing opening 13 is formed in a fourth shoulder extending in the tensioning direction, which is arranged on the underside of the wing at a considerable distance from the wing trailing edge and approximately at half the wing depth. This paragraph is constructed similarly to the others previously described, with the openings pointing in the direction of flow towards the trailing edge of the wing.

Wenn der Auftrieb der Tragfläche stark vergrößert werden soll, wird die Luftzufuhr zu der öffnung 11 verringert und schließlich unterbrochen, während Luft zu der öffnung 12 geleitet wird. Die Luftströmungen, die von dieser öffnung und von der öffnung 10 in der Flügeloberseite ausströmen, verstärken sich dann gegenseitig und strömen um die Tragflügelhinterkante nach vom über die untere Flügeloberfläche, wobei der rückwärtige Staupunkt an eine Stelle der Flügelunterseite wandert, so daß eine beträchtliche Auftriebsvergrößerung eintritt. Zur gleichen Zeit wird Luft an die öffnung 13 geleitet, so daß eine Luftströmung nach hinten in Form einer Schicht über die untere Flügeloberfläche geleitet wird, und durch Einstellung der relativen Strömungsstärken und bzw. oder Geschwindigkeiten der nach vorn und nach hinten über die Tragflächenunterseite strömenden Luftmassen kann der Staupunkt X bei einer bestimmten Stellung zwischen der dritten und vierten öffnung, wie F i g. 5 zeigt, je nach dem erforderlichen Auftrieb stabil gehalten werden.If the lift of the wing is to be greatly increased, the air supply to the opening 11 is reduced and finally interrupted while air is conducted to the opening 12. The air currents that flow from this opening and from the opening 10 in the upper side of the wing then mutually reinforce each other and flow around the trailing edge of the wing and forward over the lower wing surface, the rear stagnation point moving to a point on the underside of the wing, so that a considerable increase in lift occurs . At the same time, air is passed to the opening 13 so that an air flow is directed backwards in the form of a layer over the lower wing surface, and by adjusting the relative flow strengths and / or speeds of the air masses flowing forwards and backwards over the underside of the wing the stagnation point X can be at a certain position between the third and fourth opening, as shown in FIG . 5 shows, can be kept stable depending on the buoyancy required.

Es ist beabsichtigt, die Absaugung an der Oberfläche 51 der Flügelhinterkante bei allen Flugzuständen anzuwenden. In dem Flugzustand mit großem Auftrieb, wie er oben beschrieben ist, dient die Absaugung dazu, die Strömung der aus der öffnung 10 ausgestoßenen Luft um die Flügelhinterkante zu unterstützen. Die zusätzlichen Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen sind dann überflüssig.It is intended to use the suction at the surface 51 of the wing trailing edge in all flight conditions. In the flight condition with great lift, as described above, the suction serves to support the flow of the air expelled from the opening 10 around the trailing edge of the wing. The additional boundary layer influencing openings are then superfluous.

Es ist möglich, in gleicher Weise eine verteilte Absaugung an der unteren Flügeloberfläche zwischen der dritten und vierten Grenzschichtbeeinflussungsöffnung 12 und 13 vorzusehen; praktisch ist dies jedoch unnötig, da die Wirbelbildung bei dem Flugzustand mit hohem Auftrieb nicht bedeutsam ist.It is possible in the same way to provide a distributed suction on the lower wing surface between the third and fourth boundary layer influencing openings 12 and 13 ; in practice, however, this is unnecessary since vortex formation is not significant in the flight condition with high lift.

Bei einigen Ausbildungen ist vorgesehen, daß sich die Absaugung nicht über die Oberfläche 51 bis zu den Luftauslaßöffnungen 10 und 11 erstreckt, während bei anderen die Absaugung auch davor ausgeführt werden kann.In some designs it is provided that the suction does not extend over the surface 51 up to the air outlet openings 10 and 11 , while in others the suction can also be carried out in front of it.

Die Erfindung läßt sich auch bei dem Höhenleitwerk und dem Seitenleitwerk von Flugzeugen anwenden, die jeweils elliptische Querschnittsformen haben mit Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen zu beiden Seiten entsprechend den Öffnungen 10 und 11 in den Tragflächen, und es kann eine Einrichtung für die Absaugung an den Hinterkanten vorgesehen sein.The invention can also be applied to the horizontal stabilizer and the vertical stabilizer of aircraft, each of which has elliptical cross-sectional shapes with boundary layer influencing openings on both sides corresponding to openings 10 and 11 in the wings, and a device for suction at the trailing edges can be provided.

Die Tragflächen, Höhen- und Seitenleitwerksflächen können auch anders als elliptisch im Ouerschnitt geformt sein, vorausgesetzt, daß sie ähnlich abgerundete Hinterkanten aufweisen.The wings, elevator and rudder surfaces can also be different be shaped as elliptical in cross section, provided that they are similarly rounded Have trailing edges.

In den Zeichnungen ist die Größe der Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen beträchtlich übertrieben worden, um dieselben deutlich zu zeigen. Praktisch kann man annehmen, daß bei einer Flugzeugtragfläche von etwa 5 bis 7 m Flügeltiefe die Weite der Grenzschichtbeeinflussungsöffnungen in der Größe von wenigen Millimetern liegt und daß dieses Verhältnis auch bei Tragflächen anderer Größen aufrechterhalten bleiben kann.In the drawings, the size of the interface manipulation openings has been significantly exaggerated in order to clearly show the same. In practice, one can assume that with an aircraft wing with a wing depth of about 5 to 7 m, the width of the boundary layer influencing openings is in the range of a few millimeters and that this ratio can also be maintained with wings of other sizes.

Claims

Claims: 1. Transverse drive surface with rounded trailing edge and with outlet openings in the upper surface on both sides of the trailing edge, in the direction of the span, in order to blow a fluid backwards over the surface to the trailing edge, the blowing energy of the outlet openings being variable relative to one another , characterized in that the fluid can be sucked off over a large area between the openings.

2. transverse drive surface according to spoke 1, characterized in that the suction surfaces are made of porous material. 3. transverse drive surface according to claim 1, characterized in that. that the suction surfaces have a large number of small, separate openings. 4. transverse drive surface according to claim 2 or 3, characterized in that the transverse drive surface in the region of the rear edge has a chamber which is connected to a suction source. Documents considered: German Patent No. 715 656; British Patent Nos. 635,826, 660,557; U.S. Patent No. 2,041,792.