DE3107002C2

DE3107002C2 - Air inlet, in particular two-dimensional, one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines for propelling aircraft

Info

Publication number: DE3107002C2
Application number: DE3107002A
Authority: DE
Inventors: Norbert Dr. 8011 Siegertsbrunn Bissinger
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1981-02-25
Filing date: 1981-02-25
Publication date: 1986-04-03
Also published as: DE3107002A1

Abstract

Lufteinlauf, insbesondere zweidimensionaler einseitiger Schrägstoßeinlauf für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Flugzeugen mit einem zum Verdichter des Triebwerks führenden räumlich gekrümmten, insbesondere doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal, in dessen Bereich mit Ablösungsströmung mindestens ein in Längsrichtung verlaufender, insbesondere der Längsmittelebene folgender Strömungsleitzaun angeordnet ist, dessen stromaufwärtiges Ende im Bereich des Beginns der Kanalkrümmung liegt und dessen stromabwärtiges Ende sich mindestens bis zum Ende der Kanalkrümmung, bei einem doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal zumindest bis zum Krümmungswendepunkt hin erstreckt.Air inlet, in particular two-dimensional one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines for propelling aircraft with a spatially curved, in particular double-curved air inlet duct leading to the engine's compressor, in the area of which there is at least one flow guide fence running in the longitudinal direction, in particular following the longitudinal center plane, the upstream end of which is in the area of the beginning of the channel curvature and the downstream end of which extends at least to the end of the channel curvature, in the case of a double-curved air inlet channel at least to the point of curvature inflection.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Lufteinlauf, insbesondere zweidimensionalen einseitigen Schrägstoßeinlauf für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Flugzeugen nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to an air inlet, in particular a two-dimensional one-sided angled joint inlet for gas turbine jet engines for propelling aircraft according to the preamble of the patent claim 1.

Der Lufteinlauf eines Flugzeugs hat die Aufgabe, einen möglichst großen Teil der kinetischen Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie umzuwandeln. Besonders bei höheren Flugmachzahlen kann dieser Energierückgewinn beachtlich sein. Um diesen zu optimieren, muß die aufgefangene und verdichtete Luft verlustarm und in homogenem Zustand dem Triebwerk in richtig dosierter Menge zugeführt werden. Strömungsverluste ergeben sich hauptsächlich aus Luftreibung und Verdichtungsstößen. The task of the air intake of an aircraft is to absorb as much of the kinetic energy of the to convert incoming air into pressure energy while reducing its speed. Especially with higher ones In flight mach numbers, this energy recovery can be substantial. In order to optimize this, the captured and compressed air with little loss and in a homogeneous state to the engine in the correct dose Amount to be supplied. Flow losses result mainly from air friction and compression shocks.

Ein großes Augenmerk ist dabei auch auf die Widerstände der Außenströmung zu richten, die möglichst niedrig bleiben müssen.A great deal of attention should be paid to the resistance of the external flow, which is as possible need to stay low.

Beim Start und bei niedriger Fluggeschwindigkeit wird dem Triebwerk die Luft wegen des niedrigen Drucks am Einlaufende mit großem Volumen zugeführt, was besagt, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt des Lufteinlaufs groß bemessen sein muß. Demgegenüber ist bei hohem Überschallflug das Luftvolumen am Einlaufende aufgrund des erzeugten großen Drucks extrem niedrig, was bedeutet, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt möglichst klein bemessen sein muß, um im Eintrittsbereich des Lufteinlaufs die gewünschte Lage der Verdichtungsstöße einzuhalten. During take-off and at low airspeed, the engine will run out of air because of the low Pressure supplied at the inlet end with a large volume, which means that the mechanically narrowest flow cross-section the air inlet must be large. In contrast, the air volume is at high supersonic flight extremely low at the inlet end due to the high pressure generated, which means that the mechanical narrowest flow cross-section must be dimensioned as small as possible in order to be in the inlet area of the air inlet to maintain the desired position of the shock waves.

Außerdem wird heute von Hochleistungsflugzeugen mit Oberschallfähigkeit speziell im Unterschallbereich Luftkampftauglichkeit verlangt Hierbei muß mit hohen Flugzeuganstellwinkeln operiert werden, die Schräganströmung nach sich ziehen. Diese führt vorne an der Unterlippe des Lufteinlaufs zu Strömungsabrissen, dieIn addition, today high-performance aircraft with upper sonic capability, especially in the subsonic range Air combat suitability required Here, high aircraft angles of attack have to be operated, the inclined flow entail. This leads to flow breaks on the lower lip of the air inlet, which

ίο bodennahe Ablösungen hervorrufen, welche sich bis weit in den Lufteinlaufkanal bzw. Unterschallbereich des Diffusors hinein erstrecken.ίο cause detachments close to the ground, which extend up to Extend far into the air inlet duct or subsonic area of the diffuser.

Dieser ungünstige Strömungsumstand wirkt sich besonders kritisch bei im Flugzeugrumpf eingebauten Triebwerken und seitlich vom Flugzeugrumpf angeordneten Oberschallufteinläufen mit doppelgekrümmten Luftzufuhrkanälen vom Lufteinlauf zum jeweiligen Triebwerk aufgrund der nachfolgend beschriebenen Strömungserscheinungen aus:This unfavorable flow situation has a particularly critical effect on those built into the aircraft fuselage Engines and side of the aircraft fuselage arranged upper sound air inlets with double-curved Air supply ducts from the air inlet to the respective engine due to the following described Flow phenomena from:

Die über der vorerwähnten bodennahen und verlustreichen Ablösung befindliche ungestörte Strömung läuft durch die Trägheit ihrer Masse mit hoher Geschwindigkeit an der Innenseite der zum Flugzeugrumpf hin abgekrümmten strömungsäußeren Kanalwand (in Strömungsrichtung betrachtet innen an der Kanalaußenwand) as, so daß sich im Bereich der gegenüberliegenden Strömungsinnenwand ein Unterdruckgebiet ausbildet, das aerodynamisch nach Auffüllung verlangt Dies besorgt die weniger kinetische Energie aufweisende bodennahe Ablösungsströmung, die durch ihre nunmehr erfolgende seitliche Abströmbewegung innerhalb des Lufteinlaufs zur Strömungsinnenwand hin, wo sie hinaufgleitet, eine Draliströmung anfacht, deren Energie noch dadurch verstärkt wird, daß die an der Innenseite der Strömungsaußenwand anliegende ungestörte Strömung in den nunmehr freiwerdenden bodennahen Bereich nachströmt und die ursprünglich bodennahe abgelöste Strömung weiter zj?r Kanalinnenwand hin abdrängt Eine weitere Intensivierung dieser Drallerscheinung kann durch die nachfolgende Gegenkrümmung des Lufteinlaufkanals bewirkt werden, insofern, als nach dem Krümmungswendepunkt die bis dahin an der Innenseite der Strömungsaußenwand anliegende ungestörte Strömung zur anderen Wand des Lufteinlaufkanals getragen wird, die nunmehr zur Strömungsaußenwand wird, wobei die ursprünglich bodennahe, abgelöste Strömung nach oben und zur Strömungsinnenwand des Gegenkrümmers hin abgedrängt wird.
Gasturbinenstrahltriebwerke für Hochleistungsflugzeuge sind heute durchwegs mit einem vielstufigen Axialverdichter ausgerüstet, dessen Vorzüge einerseits unbestritten sind, der aber andererseits nur einen engen stabilen Arbeitsbereich aufweist und empfindlich auf Luftinhomogenitäten reagiert. Dieser Schwäche des Axialverdichters begegnet man durch Aufteilung desselben in mehrere Verdichtergruppen mit verschiedenen Drehzahlen, durch Verstellung der Leitschaufeln und durch Abblasen von Verdichterluft zwischen einzelnen Verdichterstufen. Durch diese Maßnahmen wird in großem Umfang das gefürchtete Verdichterpumpen als Folge starker Strömungsungleichheiten vermieden. Hierbei reißt die Luftströmung zwischen den einzelnen Verdichterstufen ab, was zu erheblicher Leistungsreduzierung des Triebwerks bis zum völligen Zuammenbruch des Triebwerksprozesses führen kann.Due to the inertia of its mass, the undisturbed flow located above the aforementioned ground-level and lossy separation runs at high speed on the inside of the outer flow duct wall, which is curved towards the aircraft fuselage (viewed in the direction of flow, inside on the duct outer wall), so that it merges in the area of the opposite flow inner wall Forms negative pressure area, which aerodynamically requires filling.This takes care of the ground-level detachment flow, which has less kinetic energy, which, due to its now occurring lateral outflow movement within the air inlet towards the inner wall of the flow, where it glides up, starts a swirl flow, the energy of which is increased by the fact that the at the undisturbed flow adjacent to the inside of the outer wall of the flow flows into the area close to the floor that has now become free and pushes the originally detached flow closer to the floor further towards the inner wall of the duct. A further intensification This swirl phenomenon can be caused by the subsequent counter-curvature of the air inlet duct, insofar as, after the point of curvature reversal, the undisturbed flow, which had been on the inside of the flow outer wall, is carried to the other wall of the air inlet duct, which now becomes the flow outer wall, whereby the originally near-ground, detached flow is pushed up and towards the inner wall of the flow of the counter bend.
Gas turbine jet engines for high-performance aircraft today are consistently equipped with a multi-stage axial compressor, the advantages of which are undisputed on the one hand, but which on the other hand only have a narrow, stable working range and are sensitive to air inhomogeneities. This weakness of the axial compressor is countered by dividing it into several compressor groups with different speeds, by adjusting the guide vanes and by blowing off compressor air between individual compressor stages. These measures largely avoid the dreaded compressor pumping as a result of severe flow inequalities. The air flow breaks off between the individual compressor stages, which can lead to a considerable reduction in engine power and even to a complete breakdown of the engine process.

Um die schädliche Drallausbildung des zum Verdichter laufenden Luftstromes zu verhindern bzw. zumindest so weit zu unterdrücken, daß eine stabile Arbeits-In order to prevent, or at least at least, the harmful formation of swirls in the air flow running to the compressor to suppress so far that a stable working

weise des Verdichters gewährleistet bleibt und diesem die vorverdichtete Luft in einem ausreichenden homogenen Zustand zugeführt wird, ist es nach der DE-PS 30 13 265 bereits bekannt, innerhalb des Lufteinlaufkanales, und zwar in dem Bereich, in dem durch Flugzustand, insbesondere durch geflogene Flugzeuganstellwinkel eine Ablösungsströmung auftritt mindestens einen, am Lufteiniaufboden befestigten, nach oben weisenden und in Längsrichtung des Lufteinlaufkanals verlaufenden, insbesondere dessen Längsmittelebene folgenden Strömungsleitzaun anzuordnen, dessen stromaufwärtiges Ende im Bereich des Beginns der Kanalkrümmung liegt und dessen stromabwärtiges Ende sich mindestens bis zum Ende der Kanalkrümmung, bei einem doppelt gekrümmten Lufteinlaufkanal zumindest bis zum Krümmungswendepunkt hin erstrecktwise the compressor is guaranteed and this the pre-compressed air in a sufficiently homogeneous State is supplied, it is already known from DE-PS 30 13 265, within the air inlet duct, namely in the area in which due to the flight condition, in particular due to the aircraft angle of attack flown a flow of separation occurs at least one, attached to the air inlet floor, pointing upwards and extending in the longitudinal direction of the air inlet duct, in particular following its longitudinal center plane To arrange flow guide fence, its upstream end in the area of the beginning of the channel curvature and its downstream end extends at least to the end of the canal curvature, at one double curved air inlet duct extends at least up to the point of curvature inflection

Der oder die eingesetzten Strömungsleitzäune bewirken, daß im Unterschallbetrieb bei Flugzuständen, die eine örtliche Ablösung hervorrufen, diese nicht zur Strömungs- bzw. Krümmungsinnenseite abfließen kann bzw. an diesem »Seitenwechsel« verhindert wird, d. h. die Ablösungsströmung folgt im wesentlichen dem Kanalverlauf, wobei sie sich bis zum Verdichtereintritt weitestgehend auflöst so daß dem Verdichter eine im wesentlichen homogene drallfreie Strömung zugeführt wird.The flow guide fence or fences used have the effect of that in subsonic operation in flight conditions that cause a local separation, this is not for Flow or inside curvature can flow away or is prevented from this "page change", d. H. the detachment flow essentially follows the course of the canal, extending as far as possible up to the compressor inlet dissolves so that an essentially homogeneous swirl-free flow is supplied to the compressor will.

Die beschriebene Einrichtung ist aber nicht nur geeignet, die Arbeitsweise des Lufteinlaufs im Unterschallbetrieb bei großen Flugzeuganstellwinkeln entscheidend zu verbessern sondern beeinflußt in überraschender Weise auch das Betriebsverhalten des Lufteinlaufs im Überschallflug, wie nachstehend näher erläutert wird:The device described is not only suitable for the operation of the air inlet in subsonic mode to improve decisively at large aircraft angles of attack but has a more surprising effect Also the operating behavior of the air inlet in supersonic flight, as explained in more detail below:

Als eine besondere Störung des Lufteinlaufs bei Oberschalldiffusoren hat sich das in der Fachsprache als »Brummen« bezeichnete Phänomen erwiesen. Diese Störung tritt im stark unterkritischen Betriebsbereich auf, d. h. zum Beispiel dann, wenn sich durch einen Lastwechsel des Triebwerks dessen Gegendruck am Einlaufende bei gleichzeitig konstanter Flugmachzahl und gleichbleibender Einlaufgeometrie erhöht Hierbei wandert der abschließende Verdichtungsstoß stromaufwärts vor die Einlaufkante, findet dort keine stabile Lage und schwingt instationär hin und her. Dies führt nicht nur zu einem erheblichen Abfall des mittleren Drucks durch Ströitiungsungleichförmigkeiten und damit zur Verminderung des Luftdurchsatzes und des Druckrückgewinns, sondern kann auch die mechanische Zerstörung der Lufteinlaufstruktur bewirken. Um im unterkritischen Betriebszustand den Lufteinlauf zu entdrosseln und damit den herausgelaufenen Geradstoß wieder in seine vorgesehene stabile Lage zurückzubringen, ist es bekannt, vor dem Triebwerk eine Luftabblasklappe anzuordnen, die im unterkritischen Betriebszustand öffnet. Dies bedeutet aber andererseits einen Leistungsverlust durch den Arbeitsinhalt der abgeblasenen, durch den Lufteinlauf vorher bereits verdichteten Luft. Zur Luftabblasung wird daher erst dann gegriffen, wenn eine Querschnittsverringerung des Lufteinlaufs durch Verstellung der oberen Rampen aus aerodynamischen Gründen für den Zustand der Strömung nach den Rampen nicht mehr tragbar ist Mit anderen Worten, die oberen beweglichen Rampen können nicht beliebig weit in den Lufteinlauf zu dessen Querschnittsverengung hinein verstellt werden, weil sonst der abschließende gerade Verdichtungsstoß seine stabile Lage verlieren und in nachteiliger Witfg für den Triebwerksprozeß nach vorne fluktuieren würde.The phenomenon known as "humming" has proven to be a particular disruption of the air intake in upper sound diffusers. This disturbance occurs in the highly subcritical operating range, i.e., for example, when the counterpressure at the inlet end increases due to a load change in the engine while the flight Mach number and inlet geometry remain constant unsteady back and forth. This not only leads to a considerable decrease in the mean pressure due to flow irregularities and thus to a reduction in the air throughput and the pressure recovery, but can also cause the mechanical destruction of the air inlet structure. In order to de-throttle the air inlet in the subcritical operating state and thus to bring the leaked straight thrust back into its intended stable position, it is known to arrange an air blow-off flap in front of the engine, which opens in the subcritical operating state. On the other hand, this means a loss of performance due to the work content of the blown air that has previously been compressed by the air inlet. Air blow-off is therefore only used when a reduction in the cross-section of the air inlet by adjusting the upper ramps is no longer acceptable for the state of the flow after the ramps for aerodynamic reasons.In other words, the upper movable ramps cannot reach as far into the air inlet as desired Cross-sectional constriction can be adjusted, because otherwise the final straight compression shock would lose its stable position and would fluctuate forward in a disadvantageous Witfg for the engine process.

Zur Minimierung der Leistungsverluste durch Abblasen von Druckluft im unterkritischen Betriebszustand werden also die beweglichen oberen Rampen so weit wie möglich in den Lufteinlauf hinein verstellt, wodurch aber hinter der letzten oberen Rampe eine Strömungsablösung eintreten kann. Es tritt daher im Überschallflug mit minimalem Luftbedarf des Triebwerks, d. h. bei eingestellten kleinen Einlaufquerschnitten der umgekehrte Zustand wie beim Unterschallflug mit großen Flugzeuganstellwinkeln ein. Die beim ÜberschaUflugTo minimize power losses by blowing off compressed air in the subcritical operating state So the movable upper ramps are adjusted as far as possible into the air inlet, whereby but a flow separation can occur behind the last upper ramp. It therefore occurs in supersonic flight with minimal air requirement of the engine, d. H. with set small inlet cross-sections the opposite is the case Condition as in subsonic flight with large aircraft angles of attack. The overlook

ίο ungestörte untere Strömung läuft ebenfalls durch die Krümmung des Lufteinlaufkanals an der Innenseite der Kanalaußenwand an, wodurch sich im Bereich der Strömungsinnenwand ein Unterdruckgebiet ausbildet das nach Auffüllung verlangt Diese wird besorgt durch die gestörte obere Ablösungsströmung, die nunmehr seitlich nach unten abfließt, wodurch, wie bereits im Zusammenhang mit dem Unterschallbetrieb beschrieben, eine für den Axialverdichter ungünstige Drallströmung zustandekommt die sich äußerst schäc".fch dann auswirktίο undisturbed lower flow also runs through the Curvature of the air inlet duct on the inside of the duct outer wall, which results in the area of the inner flow wall a negative pressure area forms that requires filling. This is provided by the disturbed upper separation flow, which now flows laterally downwards, whereby, as already in connection described with the subsonic operation, a swirl flow which is unfavorable for the axial compressor occurs which is extremely peculiar

2ö wenn die Drehrichtung des Dralls gegcns'nnig zur Rotation des Verdichters gerichtet ist2ö if the direction of rotation of the twist is opposite to the rotation of the compressor is directed

Durch den eingesetzten Strömungsleitzaun wird bewirkt daß die ungestörte, diesmal untere Strömung nicht insgesamt zur Innenseite der Strömungsaußenwand abfließen kann; vielmehr bleibt diese Strömung im wesentlichen über die Kanalbreite verteilt, so daß sich kein wirksames einseitiges Unterdruckgebiet im Lufteinlaufkanal ausbilden kann, so daß dem Triebwerksverdichter eine genügend homogene und weitgehend drallfreie Luftströmung zugeführt wird.The flow guide fence used ensures that the undisturbed, this time lower flow cannot flow off entirely to the inside of the outer wall of the flow; rather, this current remains in the essentially distributed over the width of the duct, so that there is no effective one-sided negative pressure area in the air inlet duct can train, so that the engine compressor has a sufficiently homogeneous and largely swirl-free Air flow is supplied.

Die vorstehend beschriebene Einrichtung garantiert jedoch den vorerwähnten günstigen Zustand der Luftströmung zum Verdichter dann nicht mehr, wenn bei einem starken Schiebeflug, d. h. bei einem engen Kurvenflug, wobei das Flugzeug nicht oder nur wenig in Flugzeuglängsachse gedreht wird, eine Ablösungsströmung seitlich bzw. innen an einer Seitenwand oder innen ah beiden Seitenwänden des Lufteiniaufkanales auftritt However, the device described above guarantees the aforementioned favorable condition of the air flow then no longer to the compressor if, in the case of a strong sliding flight, d. H. in a tight turn, whereby the aircraft is not or only slightly rotated in the aircraft longitudinal axis, a separation flow occurs laterally or inside on a side wall or inside ah both side walls of the air inlet duct

Hler setzt die Erfindung ein, deren Aufgabe darin besteht, Maßnahmen vorzuschlagen, die geeignet sind, die Anfachung eines schädlichen Dralles auch im Schiebeflug bei eng gezogenen Kurven zu verhindern.
Gelöst wird diese Aufgabe dadurch, daß im Lufteinlaufkanal an einer oder an beiden Seitenwänden jeweils mindestens ein Strömungsleitzaun angeordnet istHler uses the invention, the task of which is to propose measures which are suitable for preventing the build-up of a harmful twist even when sliding in tight curves.
This object is achieved in that at least one flow guide fence is arranged in the air inlet duct on one or both side walls

Die erfindungsgemäß an den Seitenwänden im Lufteinlaufkanal vorgesehenen Strömungsleitzäune bewirken, daß im Unterschallbetrieb bei starkem Schiebeflug die an der jeweiligen Kurveninnenwand auftretende Strömungsablösung nicht nach oben oder unten abfließen k-<!.na, d.h. die verwirbelte Seitenströmung bleibt über der Kanalseitenwand in etwa gleichmäßig verteilt und löst sich bis zyci Verdichtereintritt woit?stgehend auf, so daß dem Verdichter auch von diesen Bereichen her eine im wesentlichen homogene, drallfreie Strömung zugeführt wird.The flow guide fences provided according to the invention on the side walls in the air inlet duct ensure that the flow separation occurring on the respective inner wall of the curve does not flow upwards or downwards in subsonic operation during strong sliding flight k - <!. na, ie the swirled side flow remains approximately evenly distributed over the duct side wall and dissolves until zyci the compressor inlet, so that the compressor is supplied with an essentially homogeneous, swirl-free flow from these areas as well.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigenIn the drawing, an embodiment according to the invention is shown. Show it

eo F i g. 1 einen zweidimensionalen einseitigen Schrägstoßeinlauf im Längsschnitt während des Unterschallbetriebes mit schräger Anströmung,
F i g. 2 einen Schnitt nach der Linie II-II der F i g. 1,
Fig.3 den SchrägSloßeinlauf im Längsschnitt wäh-eo F i g. 1 a two-dimensional, one-sided angled butt inlet in longitudinal section during subsonic operation with an inclined flow,
F i g. 2 shows a section along the line II-II in FIG. 1,
Fig. 3 selects the sloping lock inlet in longitudinal section

e.5 rend des Überschallbetriebes unde.5 rend of supersonic operation and

F i g. 4 einen Schnitt nach der Linie IV-IV der F i g. 3. Der dargestellte zweidimensionale (ebene) einseitige Schrägstoßcinlauf als Überschallufteinlauf besteht imF i g. 4 shows a section along the line IV-IV of FIG. 3. The illustrated two-dimensional (flat) one-sided angled butt inlet as a supersonic air inlet consists of the

wesentlichen aus einer vorderen oberen starren Rampe 1, einer beweglichen oberen zweiten Rampe 2 mit Drehgelenk 3, einer beweglichen oberen dritten Rampe 4 mit Drehgelenk 5 und einem Lufteinlaufboden 6 mit einer unteren vorderen starren Einlauflippe 7. Zwischen den beiden beweglichen Rampen 2 und 4 verbleibt ein Luftspalt 8. Der Lufteinlaufkanal ist insgesamt mit 9 bezeichnet und besteht aus einem vorderen Kanalkrümmer 10 und einem hinteren Kanalgegenkrümmer 11. Zwischen beiden liegt der Krümmungwendepunkt W. essentially consists of a front upper rigid ramp 1, a movable upper second ramp 2 with swivel joint 3, a movable upper third ramp 4 with swivel joint 5 and an air inlet floor 6 with a lower front rigid inlet lip 7 Air gap 8. The air inlet duct is designated as a whole with 9 and consists of a front duct elbow 10 and a rear duct counter-elbow 11. Between the two lies the curvature inflection point W.

Im Lufteinlaufkanal 9 sind drei Strömungsleitzäune angeordnet, die vorne jeweils eine Anschrägung a aufweisen. Ein Strömungsleitzaun 12 verläuft am Einlaufboden 6 und folgt der Längsmittellinie M des Lufteinlaufkanales 9. Außerdem sind in diesem an den Kanal- is seitenwänden seitliche Strömungsleitzäune 112 vorgesehen. In the air inlet duct 9, three flow guiding fences are arranged, each of which has a bevel a at the front. A flow guiding fence 12 runs on the inlet floor 6 and follows the longitudinal center line M of the air inlet duct 9. In addition, lateral flow guiding fences 112 are provided in this on the duct side walls.

Nsch den Fi¹⁷.! und 2 wird irn UntcrschsHbctrieb mit einem großen Flugzeuganstellwinkel geflogen. Dabei tritt in bezug auf den Lufteinlauf eine Schräganströmung Ss auf, durch die unmittelbar über dem Einlaufboden 6 eine verwirbelte Ablösungsströmung Sa 1 erzeugt wird (kurze Pfeile). Die darüberliegende ungestörte Strömung ist mit Su 1 bezeichnet Sie läuft durch die Trägheit ihrer Masse an der Innenseite der Strömungsaußenwand 10a des vorderen Kanalkrümmers 10 an, so daß auf Seiten der Strömungsaußenwand 10a mehr Luftmasse sich befindet (drei lange Pfeile Su 1) als auf der Strömungsinnenwand 1Oi (nur ein langer Pfeil Su 1). Der Strömungsleitzaun 12 bewirkt, daß zumindest nicht der rechtsseitige Teil der bodennahen Ablösungsströmung Sa 1 in das an der linken Strömungswand 1Oi? entstandene Unterdruckgebiet Ui abwandert. Nach dem Krümmungswendepunkt W verteilt sich dann im Gegenkrümmer 11 die ungestörte Strömung SuI, gezwungen durch die auftretende Zentrifugalbeschleunigung, wieder auf den ganzen Strömungsquerschnitt, ohne daß eine für den Axialverdichter schädliche Drallströmung auftritt. Im Gegenkrümmer 11 löst sich die bodennahe Ablösungsströmung Sa 1 nach und nach auf, so daß dem Axialverdichter eine ausreichend homogene Strömung zugeführt wird.Nsch the Fi ^17. ! and 2 is flown in reverse mode with a large aircraft angle of attack. In this case, an inclined flow Ss occurs with respect to the air inlet, by means of which a swirled separation flow Sa 1 is generated directly above the inlet base 6 (short arrows). The overlying undisturbed flow is denoted by Su 1. Due to the inertia of its mass, it starts on the inside of the flow outer wall 10a of the front channel bend 10, so that there is more air mass on the side of the flow outer wall 10a (three long arrows Su 1) than on the flow inner wall 1Oi (only one long arrow Su 1). The flow guide fence 12 has the effect that at least not the right-hand part of the separation flow Sa 1 close to the ground into the flow wall 1Oi? resulting negative pressure area migrates from Ui. After the point of curvature turning point W , the undisturbed flow SuI, forced by the centrifugal acceleration that occurs, is then distributed again over the entire flow cross-section in the opposing bend 11, without a swirl flow occurring which is harmful to the axial compressor. In the opposite bend 11, the separation flow Sa 1 close to the ground gradually dissolves, so that a sufficiently homogeneous flow is supplied to the axial compressor.

Die Fig.3 und 4 charakterisieren den Lufteinlauf während des Überschallbetriebes mit einer geraden Einlaufströmung Sg. Dabei treten mehrere schräge Verdichtungsstöße Vi und V2 und ein abschließender Geradstoß V3 auf, hinter dem Unterschallströmung herrscht. Insbesondere bei größeren Anstellwinkeln der beweglichen Rampen 2 und 4 bildet sich hinter der letzten Rampe 4 eine rerwirbelte Ablösungsströmung Sa 2 aus, während darunter eine ungestörte Strömung Su 2 sich befindet Zumindest der Teil dieser Strömung Su 2, der sich links vom Strömungsleitzaun 12 befindet, also strömungsinnenseitig, wird daran gehindert, auch zur Strömungsaußenwand 10a abzuwandern, so daß im wesentlichen eine gleichmäßige Verteilung der ungestörten Strömung Su 2 über die ganze Breite des Luftein-Iaufkanals 9 bzw. des vorderen Kanalkrümmers 10 gegeben ist. Somit bildet sich im Bereich der Strömungsinnenwand 106 kein Unterdruckgebiet aus, wodurch auch die obere gestörte Ablösungsströmung 5a 2 in etwa gleichmäßig über die Kanalbreite verteilt verbleibt. Damit wird dem Axialverdichter auch während des Uberschallflugs eine ausreichend homogene Luftströmung ohne schädlichen Drall zugeführt3 and 4 characterize the air intake during supersonic operation with a straight intake flow Sg. Several oblique compression shocks Vi and V2 and a final straight shock V3 occur, behind which there is a subsonic flow. Especially for larger angles of incidence of the movable ramps 2 and 4, a rerwirbelte detachment flow Sa is formed behind the last ramp 4 2, while including an undisturbed flow Su 2 is at least the part of these flow Su 2, which is located to the left of Strömungsleitzaun 12, ie on the inside of the flow, it is prevented from migrating to the flow outer wall 10a, so that the undisturbed flow Su 2 is essentially evenly distributed over the entire width of the air inlet channel 9 or the front channel bend 10. Thus, in the area of the inner wall 106 of the flow, no negative pressure area is formed, as a result of which the upper, disturbed separation flow 5a 2 also remains distributed approximately evenly over the width of the channel. This means that the axial compressor is supplied with a sufficiently homogeneous air flow without harmful swirl even during the supersonic flight

Tritt in einem Lufteinlauf bei einem starken Schiebeflug bzw. einem engen Kurvenflug, wobei das Flugzeug nicht oder nur wenig in FJugzeuglängsachse gedrehtOccurs in an air inlet during a strong sliding flight or a tight turning flight, whereby the aircraft not or only slightly rotated in the longitudinal axis of the aircraft

wird, eine Ablösungsströmung seitlich bzw. innen an einer Seitenwand oder innen an beiden Seitenwänden des Lufteinlaufkanales 9 auf, so wird hier die Anfachung eines schädlichen Dralls im Lufteinlauf 9 durch den oben erwähnten, seitlich an der Innenwand des Lufteinlaufkanales 9 angeordneten Strömungsleitzaun 112 vermieden. becomes, a separation flow laterally or inwardly on one side wall or inwardly on both side walls of the air inlet channel 9, the fanning of a harmful swirl in the air inlet 9 by the above is here mentioned, laterally on the inner wall of the air inlet channel 9 arranged flow guide fence 112 avoided.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

Patent claims:

1. Air inlet, especially two-dimensional one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines for propelling aircraft with a Spatially curved, in particular double-curved, leading to the compressor of the engine Air inlet duct, and in particular with an adjustable inlet cross-section for upper sound operation through adjustable ramps arranged at the top, which are raised in subsonic mode and in Swing upper sound mode down so that a variable convergent-divergent air inlet Air inlet geometry is generated, within the air inlet channel, specifically in the area in a flow of separation caused by flight conditions, in particular by aircraft angles of attack flown occurs, at least one running in the longitudinal direction of the air inlet duct, in particular its The following flow guide fence is arranged in the longitudinal center plane, its upstream end in the area the beginning of the channel curvature and its downstream end extends at least to to the end of the duct curvature, in the case of a double-curved air inlet duct at least up to Curvature inflection point extends, thereby characterized in that zn one or both side walls of the air inlet duct (9) in each case at least one flow guide fence (112) is arranged.

2. Air inlet according to Anspruc.ii 1, characterized in that each flow control fence (112) at its upstream end eh .; has bevel (a) attached to the respective side wall of the air inlet duct (9)