DE4017076C2 - Gondel zum Unterbringen eines Bläser-Triebwerks für Flugzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gondel gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Eine derartige Gondel ist aus der US-PS 47 49 150 bekannt.

In einem Unterschall-Flugzeug mit einem extern angebrachten Triebwerk, beispielsweise einem Gasturbinentriebwerk, das unterhalb eines Flügels angebracht ist, kann der aerodynamische Strömungswiderstand aufgrund einer freien Luftströmung über die Gondel des Triebwerks typisch etwa 4% der gesamten Schubabgabe des Triebwerks darstellen. Jede Verkleinerung in diesem aerodynamischen Strömungswiderstand kann eine signifikante Einsparung in der Menge des verbrauchten Brennstoffes ergeben. Deshalb soll eine Triebwerksgondel neben einem geringen Gewicht einen relativ kleinen aerodynamischen Strömungswiderstand aufweisen.

Es gibt mehrere Untersuchungen zur Verkleinerung des aerodynamischen Widerstandes bei Tragflügelprofilen. So sind in DE-Z: Flugrevue, Dezember 1985, Seiten 66 bis 70, Bemühungen zur Erzeugung einer natürlichen Laminarströmung (NFL), also allein durch Formgebung des Tragflügels, beschrieben.

In DE-Buch: Aerodynamik des Flugzeugs von H. Schlichting und E. Truckenbrodt, erster Band, 2. Auflage, Springer-Verlag, 1967, Seiten 282 bis 289, wird eine künstliche Laminarströmung durch Absaugung beschrieben, um den Reibungswiderstand von Tragflügelprofilen zu vermindern. Die Wirkung besteht darin, daß durch die Absaugung die Umschlagstelle laminar-turbulent stromabwärts verschoben wird.

Bei einer Gondel wird der aerodynamische Strömungswiderstand durch die Druckverteilung und einen dimensionslosen Reibungskoeffizienten C_f über der äußeren Oberfläche der Gondel bestimmt, über die die Luft während des Fluges eines Flugzeuges hinwegströmt. Ein verminderter aerodynamischer Strömungswiderstand besteht dort, wo die Oberflächendruckverteilung eine laminare Grenzschicht über der äußeren Gondelfläche unterstützt, ohne daß irgendeine Grenzschichtablösung auftritt. Der Reibungskoeffizient C_f und somit der aerodynamische Strömungswiderstand haben verminderte Werte, wenn eine laminare Grenzschicht existiert. Wenn die Grenzschicht entlang der Gondelaußenfläche von laminar nach turbulent übergeht, hat der aerodynamische Widerstand erhöhte Werte. Deshalb ist es wünschenswert, eine Gondel zu schaffen, die eine Druckverteilung zur Vergrößerung der Ausdehnung der laminaren Grenzschichtströmung fördert, die Ausdehnung der turbulenten Strömung verkleinert und eine Grenzschichtablösung vermeidet.

Die bisherige Erfahrung hat gezeigt, daß eine richtig gestaltete Geometrie der Außenfläche der Gondel für einen günstigen Druckgradienten über einen verlängerten Bereich der Gondel sorgen kann und somit den Übergang von laminarer zu turbulenter Strömung verzögert. Das Resultat ist eine Gondel mit einem geringeren aerodynamischen Widerstand und einer daraus resultierenden Senkung im Brennstoffverbrauch von 1,0 bis 1,5% während des Reiseflugbetriebs. Ein Beispiel einer derartigen Gondelgestalt ist eine Gondel mit natürlicher laminarer Strömung (NLFN), wie sie in der US-PS 4 799 633 beschrieben ist. Die NLFN-Gondel kann eine Verkleinerung des aerodynamischen Widerstands bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs von etwa 50% im Vergleich zu früheren Gondeln zur Folge haben.

Die NLFN-Gondel mit ihrer Betonung auf die Reiseflugleistungs­ fähigkeit hat jedoch eine Vorderkante mit einer relativ scharfen Lippe (im Vergleich zu einer Vorderkante mit stumpfer Lippe von einer üblichen Gondel), die für einen Betrieb des Flugzeugs außer­ halb des Reiseflugs (Start oder geringe Geschwindigkeit, großer Anstellwinkel) nicht geeignet ist.

Eine bekannte Lösung zum Verbessern des Betriebs der NLFN-Gondel bei geringer Geschwindigkeit durch Beibehalten und Ausdehnen der laminaren Strömung ist die variable Geometrie von Vorderkanten­ systemen, wie beispielsweise Klappen oder sich verschiebende Vor­ flügel, wie es in der US-Patentschrift 47 99 633 (siehe Spalte 8, Zeilen 49-55) beschrieben ist. Auch wenn dies funktions­ fähige Lösungen zu sein scheinen, so können das Gewicht und die mechanische Komplexität derartiger Systeme die Vorteile bei der Reiseflug-Strömungswiderstandsverminderung aufheben, die der durch die NLFN-Gestalt erzeugten laminaren Strömung zugerechnet wird. Weiterhin erfordern diese Lösungen eine sorgfältige Fertigung, um Stufen und/oder Spalte in der externen Kontur der NLFN-Gondel zu vermeiden, wenn das System für einen Betrieb bei hohen Geschwin­ digkeiten eingezogen wird, was zu einem vorzeitigen Übergang zu einer turbulenten Strömung unabhängig von dem Druckgradienten oder der -verteilung führen könnte.

Eine andere bekannte Lösung, die zur Beibehaltung und Ausdehnung einer laminaren Strömung auf Flügeln und Gondeln vorgeschlagen worden ist, hat die Verwendung von aktiven Steuervorrichtungen beinhaltet, wie es in der eingangs genannten US-PS 47 49 150 beschrieben ist. Eine aktive Steuervorrichtung erfordert eine Hilfsenergiequelle zum Absaugen der Grenzschicht zum Beibehalten einer laminaren Strömung und zum Verhindern einer Grenzschichtablösung.

Für einen Hochgeschwindigkeitsbetrieb ist die NLFN-Gondel für einen speziellen Arbeitspunkt oder ein spezielles Massenströmungsverhältnis ausgelegt, um für den günstigen Druckgradienten zu sorgen, der zum Verzögern des Übergangs zu einer turbulenten Strömung erforderlich ist. Eine Verminderung des Massenströmungsverhältnisses unterhalb des Auslegungspunktes kann zunächst zu einem vorzeitigen Übergang zu einer turbulenten Strömung führen und somit zum Verlust des Vorteils eines Strömungswiderstandes bei laminarer Strömung und schließlich zu einem früheren Überlauf-Strömungswiderstand als bei einer üblichen Gondel. Da auch eine relativ große Mach-Zahl im Bereich des maximalen Gondeldurchmessers erforderlich ist, um die Grenzschicht laminar zu halten, wird der Wellen-Strömungswiderstand ein Problem bei einer kleineren Freiströmungs-Machzahl als für eine übliche Gondel.

Trotz der signifikanten Vorteile und Möglichkeiten, die der NLFN- Gondel zugeschrieben werden, stellt sie immer noch eine nicht annähernd optimale Gestaltung dar zum Erzeugen eines kleinen Strömungswiderstandes und einer laminaren Strömung beim Reiseflug und einer ablösungsfreien Strömung bei einem Flug außerhalb des Reisefluges. Die üblichen Lösungen, wie sie vorstehend angegeben werden, geben jedoch keine Anregung in Richtung auf eine Erzielung einer optimalen Gestaltung. Infolgedessen besteht immer noch ein Bedarf an einer alternativen Gondelgestaltung, die sich einer optimalen Leistungsfähigkeit besser annähert.

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Gondel der eingangs genannten Art so auszugestalten, daß ein kleiner Strömungswiderstand, eine laminare Strömung auf der Gondelaußenfläche beim Reiseflug und eine ablösungsfreie Strömung auf der Gondelinnenfläche beim Nicht-Reiseflug erhalten werden.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbesondere darin, daß eine hybrid-laminare Strömung aufweisende Gondel (HLFN) erhalten wird, die eine laminare Strömung beim Reiseflug und einer lösungsfreien Strömung bei einem Flugzeugbetrieb außerhalb des Reiseflugs (Starten bzw. Abheben oder geringe Geschwindigkeit). Die HLFN-Gondel gemäß der Erfindung schafft eine Kompromiß-Gondel, die die oben beschriebenen Probleme sowohl bei geringer Geschwindigkeit als auch hoher Geschwindigkeit löst. Die HLFN-Gondel, die nicht ganz vollständig ständig eine natürliche laminare Strömung auf der äußeren Oberfläche im Reiseflug erzeugt, wie die eingangs erläuterte NLFN-Gondel, erfüllt die Erfordernisse bei geringer Geschwindigkeit nicht vollständig, wie die übliche Gondel mit stumpfer Lippe.

Jedoch werden die ablösungsfreie Strömung außerhalb des Reiseflugs und die laminare Strömung mit einem kleinen aerodynamischen Strömungswiderstand bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs in der HLFN-Gondel erreicht durch die kombinierte Wirkung der Formgebung der äußeren Oberfläche der Gondel und die Verwendung von aktiven Steuersystemen, die für eine Grenzschichtabsaugung über beispielsweise poröse Wände, Perforation oder Schlitze sorgen. Die geometrische Form der Vorderlippe der HLFN-Gondel ist stumpfer als die NLFN-Gondel, aber schärfer als die üblicher Gondeln. Im Vergleich zu der üblichen stumpflippigen Gondel, die eine turbulente Strömung im Reiseflugbetrieb des Flugzeugs erzeugt, und im Vergleich zur scharflippigen NFLN-Gondel, die eine turbulente Strömung und Ablösung bei einem Flugzeugbetrieb außerhalb von Reiseflugzuständen erzeugt, produzieren die rundlippige HLFN- Gondel und Grenzschichtabsaugung durch die äußere Oberfläche der HLFN-Gondel eine laminare Strömung bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs und die rundlippige HLFN-Gondel und die Grenzschichtabsaugung durch die innere oder interne Lippe der HLFN-Gondel erzeugen eine ablösungsfreie Strömung bei einem Flugzeugbetrieb außerhalb von Reiseflugzuständen (kleine Geschwindigkeit, hoher Anstellwinkel).

Die Erfindung wird nun anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine teilweise geschnittene Seitenansicht von einem Turbofan-Triebwerk, das durch einen Pylon an einem Flügel eines Flugzeugs angebracht ist und eine bekannte Gondel aufweist.

Fig. 2 ist ein axialer Teillängsschnitt von einem vorderen Abschnitt der HLFN-Gondel gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.

Fig. 3 zeigt die Stelle der vordersten Umfangsreihe der externen Luftsaugöffnungen.

Fig. 4 zeigt die Stelle der inneren Luftsaugöffnungen.

Fig. 5A-5C sind axiale Teillängsschnitte von oberen Vorderabschnitten der üblichen Gondel, der NLFN-Gondel bzw. der HLFN-Gondel.

Fig. 6A-6C sind Kurvenbilder der Machzahl und des Druckgradienten oder der -verteilung über den oberen Vorderabschnitten der Gondeln gemäß den Fig. 5A-5C.

Bezüglich der in der folgenden Beschreibung verwendeten Terminologie, wie "vorne", "hinten", "links", "rechts", "nach oben", "nach unten" und ähnliches sei darauf hingewiesen, daß diese Wörter der Zweckmäßigkeit nach gewählt sind.

In Fig. 1 ist ein übliches Turbofan-Gasturbinenwerk 10 gezeigt, das an einem aerodynamisch geformten Pylon 12 unterhalb und vor einem Flügel 14 von einem Flugzeug (nicht gezeigt) angebracht ist. Ein Flugzeug mit der Triebwerks- und Flügelanordnung, wie sie in Fig. 1 gezeigt ist, ist für einen Unterschallbetrieb vorgesehen.

Das Turbofan-Triebwerk 10 enthält ein Triebwerk 16 angetrieben wird, um zusätzlichen Schub zu erzeugen. Das Triebwerk 10 ist in einer ringförmigen Gondel 20, wie beispielsweise der bekannten NLFN- Gondel, untergebracht, die eine innere oder Triebwerksverkleidung 22, und eine äußere oder Fanverkleidung 24 aufweist, die die Fananordnung 18 umgibt. Die äußere Verkleidung 24 der NLFN-Gondel 20 umgibt auch einen vorderen Abschnitt der inneren Verkleidung 22 und ist im Abstand davon angeordnet, um eine ringförmige Fanschubdüse 26 zu bilden. Die äußere Verkleidung 24 enthält einen Einlauf 28 für die Triebwerksluft 30 aus der freiströmenden Luft 32.

Während des Flugzeugbetriebs wird die Triebwerksluftströmung 30 durch die Fananordnung 18 beschleunigt und aus der Fandüse 26 über die innere Verkleidung 22 der NLFN-Gondel 20 ausgestoßen, um Schub zu erzeugen. Die freiströmende Luft 32 strömt stromabwärts über die äußere Verkleidung 24 der NLFN-Gondel 20 und tritt in Wechselwirkung mit der äußeren Verkleidung 24 und erzeugt einen aerodynamischen Strömungswiderstand, von dem ein signifikanter Teil Reibungs-Strömungswiderstand ist.

Ein Hauptzweck der Ausführungsbeispiele der Erfindung besteht darin, Abänderungen an der äußeren Verkleidung 24 der NLFN-Gondel 20 zu schaffen, die wirksam sind, um den aerodynamischen Strömungswiderstand aufgrund der freiströmenden Luft 32 über die Gondel während des Reiseflugbetriebs des Flugzeugs zu vermindern und eine Ablösung bei einem Betrieb außerhalb von Reiseflugbedingungen zu verhindern. Da jedoch die Triebwerks-Luftströmung 30, die aus der Fandüse 26 ausgestoßen wird, hauptsächlich über die innere Verkleidung 22 strömt, bleibt das Profil der inneren Verkleidung 22 der NLFN-Gondel 20, die durch übliche Standards bestimmt ist, unverändert.

In Fig. 2 ist der vordere (stromaufwärtige) Abschnitt von einer äußeren ringförmigen Verkleidung 34 von einer hybriden, eine laminare Strömung aufweisenden Gondel (HFLN) 36 gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Die äußere ringförmige Verkleidung 34 hat eine Vorderlippe 38 und radial beabstandete und axial verlaufende ringförmige, äußere und innere vordere Oberflächenabschnitte 40 und 42, die an der Vorderlippe 38 zusammenlaufen. Die Abänderungen, die gemäß den einleitenden Ausführungen in der HLFN- Gondel 36 enthalten sind, um den aerodynamischen Strömungswiderstand während des Reiseflugs des Flugzeugs zu vermindern und eine Ablösung bei einem Betrieb außerhalb von Reiseflugzuständen zu verhindern, sind ein Absaugsystem 44 und die Form der Vorderlippe 38 und des ringförmigen, äußeren, vorderen Oberflächenabschnitts 42 der äußeren Verkleidung 34.

Wie in Fig. 2 gezeigt ist, enthält das Absaugsystem 44 mehrere Luftsaugöffnungen 46, 48, die vorzugsweise die Form von Löchern haben und die auf entsprechende Weise in den äußeren und inneren vorderen Oberflächenabschnitten 40, 42 der äußeren Verkleidung 34 der HLFN-Gondel 36 und axial stromabwärts von ihrer Vorderlippe 38 in der Richtung der Luftströmung gebildet sind. Die Luftsauglöcher 46, 48 können irgendeine geeignete Form haben, wie beispielsweise poröse Wandabschnitte, Perforationen oder Schlitze. Wie aus den Fig. 2 und 3 ersichtlich ist, ist vorzugsweise mehr als eine Reihe von äußeren Löchern 46 vorgesehen und sie sind im Abstand zueinander um den gesamten Umfang der äußeren Verkleidung 34 herum ausgebildet. Andererseits ist, wie aus den Fig. 2 und 4 ersichtlich ist, vorzugsweise nur eine Reihe von inneren Löchern 48 vorgesehen, und diese sind im Abstand zueinander nur um ein unteres, bogenförmiges Segment des Umfangs der äußeren Verkleidung 34 herum angeordnet.

Das Absaugsystem 44 enthält auch eine Sogerzeugungseinrichtung 50 und mehrere Kanäle 52, 54, die sich durch das Innere der äußeren Verkleidung 34 zwischen den inneren und äußeren Oberflächenabschnitten 40, 42 davon erstrecken und vorzugsweise die äußeren und inneren Luftabsauglöcher 46, 48 und die Sogerzeugungseinrichtung 50 in Strömungsverbindung miteinander bringen. Beispielsweise kann, wie es in Fig. 2 dargestellt ist, die Sogerzeugungseinrichtung 50 aus einer Pumpe 56 und zwei Ventilen 56, 58 aufgebaut sein, die auf entsprechende Weise die inneren und äußeren Saugkanäle 52, 54 mit der Pumpe 56 verbinden.

Die Ventile 58, 60 der Absaugvorrichtung 50 können so betätigt werden, daß sie eine Luftsaugwirkung über die Kanäle 52, 54 auf ausgewählte Luftsauglöcher 46, 48 ausüben. Beispielsweise würde bei einem Reiseflugbetrieb des Flugzeugs das Ventil 60 geschlossen und das Ventil 58 geöffnet werden, um für eine Verbindung zwischen einem oder mehreren der Sätze der äußeren Luftsaugöffnungen 46 zu sorgen, damit ein Teil einer äußeren Grenzschicht-Luftströmung an der äueren Oberfläche 40 der äußeren Verkleidung 34 abgezweigt bzw. abgezapft wird, um die laminare Strömung mit verkleinertem Strömungswiderstand über die äußere Verkleidung zu verbessern bzw. zu verstärken. Andererseits würde bei einem Flugzeugbetrieb außerhalb des Reiseflugs das Ventil 58 geschlossen und das Ventil 60 geöffnet werden, um für eine Verbindung zwischen den inneren Luftsaugöffnungen 48 zu sorgen, damit ein Teil einer inneren Grenzschicht-Luftströmung an der inneren Oberfläche 42 der äußeren Verkleidung 34 abgezweigt bzw. abgezapft wird, um eine Ablösung über der Innenfläche 42 der Außenverkleidung 34 zu verhindern. Eine derartige Abzweigung von einem Teil der Grenzschicht- Luftströmung fördert bzw. unterstützt die Herbeiführung und Beibehaltung der Grenzschichtanhaftung an den äußeren und inneren Oberflächenabschnitten 40, 42 der Luftströmung, wenn diese sich teilt und über die Vorderlippe 38 der Außenverkleidung 34 der HLFN-Gondel 36 strömt.

Aus den Fig. 5A-5C kann entnommen werden, daß der Aufbau der HLFN-Gondel 36 gemäß den beschriebenen Ausführungsbeispielen der Erfindung ein Kompromiß zwischen dem vorderen Abschnitt der stumpflippigen bekannten Gondel 62 gemäß Fig. 5A und dem vorderen Abschnitt der scharflippigen NLFN-Gondel 20 gemäß Fig. 5B ist. Bezugnehmend auf die Fig. 6A-6C und unter der Berücksichtigung, daß bei Fig. 6C keine Saugwirkung an die HLFN-Gondel 36 gemäß Fig. 5C angelegt ist, wird aus den Kurvenbildern der Mach-Zahlen und den Druckverteilungen der Luftströmung deutlich, die sich von der Spitze der Gondeln (oder dem vordersten Punkt auf den Gondeln) in einer stromabwärtigen Richtung ausbreiten, daß die HLFN-Gondel 36 passiv nicht völlig eine natürliche laminare Strömung auf ihrer Außenfläche 40 bei Reiseflug erzeugt, wie die NLFN-Gondel 20, aber sie ist wesentlich besser als die turbulente Strömung, die durch die bekannte Gondel 62 erzeugt wird. Weiter erfüllt zwar die HLFN-Gondel 36 passiv nicht vollständig die Erfordernisse außerhalb von Reiseflugzuständen oder geringer Geschwindigkeit, wie die stumpflippige bekannte Gondel 62, aber sie ist wesentlich besser als die NLFN-Gondel 20.

Es werden jedoch eine akzeptable interne ablösungsfreie Strömung bei Nicht-Reiseflugbetrieb und eine externe laminare Strömung mit geringem aerodynamischen Strömungswiderstand bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs erhalten in der HLFN-Gondel 36 durch den kombinierten Effekt der zugeschneiderten geometrischen Formgebung der äußeren Oberfläche 40 der Gondel und der Verwendung des Saugabzapfsystems 44, um für eine gewählte äußere und innere Grenzschichtabsaugung zu sorgen, wie es gerade beschrieben wurde. Wie in Fig. 6C gezeigt ist, hat der äußere vordere Oberflächenabschnitt der äußeren Verkleidung 34 der HLFN-Gondel 36 eine geometrische Form, die so maßgeschneidert ist, daß ein im wesentlichen gleichförmiger Druck in der Grenzschicht entlang der Außenfläche 40 der Verkleidung erzeugt wird. Wie aus den Fig. 5A-5C ersichtlich ist, ist die geometrische Form der vorderen Lippe 38 der HLFN-Gondel 36 stumpfer als diejenige der NLFN-Gondel 20, aber schärfer als diejenige der üblichen Gondel 62. Im Vergleich zu der konventionellen stumpflippigen Gondel 62, die eine turbulente Strömung bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs erzeugt, und im Vergleich zu der scharflippigen NFLN-Gondel 20, die eine abgelöste innere Strömung bei einem Flugzeugbetrieb außerhalb von Reiseflugbedingungen erzeugt, erzeugen die rundlippige HLFN-Gondel 36 und die Grenzschichtabsaugung durch die äußere Oberfläche 40 der HLFN-Gondel 36 eine laminare Strömung bei Reiseflugbetrieb des Flugzeugs, und die rundlippige HLFN-Gondel 36 und die Grenzschichtabsaugung durch die innere Oberfläche 42 nahe der Lippe 38 der HLFN-Gondel 36 eine ablösungsfreie innere Strömung bei einem Flug außerhalb von Reiseflugbedingungen (kleine Geschwindigkeit, großer Anstellwinkel).

Claims (4)

1. Gondel zum Unterbringen eines Bläser-Triebwerks für Flugzeuge, mit einer äußeren Verkleidung (34) mit einer runden Vorderlippe (38) und in radialem Abstand angeordneten und axial verlaufenden, ringförmigen äußeren und inneren vorderen Oberflächenabschnitten (40, 42), die an der Vorderlippe (38) zusammenlaufen, mit einer Absaugvorrichtung mit mehreren Luftsaugöffnungen (46, 48), die in den äußeren und inneren vorderen Oberflächenabschnitten (40, 42) axial stromabwärts von der Vorderlippe (38) in Richtung der Luftströmung gebildet sind,
dadurch gekennzeichnet,
daß der äußere Oberflächenabschnitt (40) eine Krümmung hat, die in der Grenzschicht eine im wesentlichen gleiche Druckverteilung entlang der Oberfläche erzeugt, und daß die Absaugvorrichtung (50) für die Luftabsaugung an den inneren und äußeren Luftsaugöffnungen (46, 48) selektiv derart betätigbar ist, daß Teile der Grenzschicht an der äußeren Gondeloberfläche (40), zum Verstärken der Laminarströmung über die äußere Gondeloberfläche, im Reiseflug absaugbar sind und daß Teile der Grenzschicht an der inneren, Gondeloberfläche, außerhalb des Reiseflugs absaugbar sind.

2. Gondel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftsaugöffnungen (48) an dem äußeren Oberflächenabschnitt (40) mehr als eine Reihe von äußeren Öffnungen aufweisen, wobei die Reihen mit axialem Abstand zueinander und über dem gesamten Umfang angeordnet sind.

3. Gondel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftsaugöffnungen (48) an dem inneren Oberflächenabschnitt (42) eine Reihe von inneren Öffnungen aufweisen, die nur auf einem unteren bogenförmigen Segment des Umfangs angeordnet sind.

4. Gondel nach Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Absaugvorrichtung (50) eine Pumpe (56) und zwei Ventile (58, 60) aufweist, die mit den Luftsaugöffnungen (46, 48) in Verbindung stehen.