DE69715303T2

DE69715303T2 - Ablenkvorrichtung von Luftgrenzschichten

Info

Publication number: DE69715303T2
Application number: DE69715303T
Authority: DE
Inventors: Brett William Denner; Jeffrey William Hamstra; Brent Neal Mccallum; Jeffrey Allen Moorehouse; Thomas Gerard Sylvester
Original assignee: Lockheed Corp; Lockheed Martin Corp
Current assignee: Lockheed Martin Corp
Priority date: 1996-05-28
Filing date: 1997-05-19
Publication date: 2003-04-17
Anticipated expiration: 2017-05-20
Also published as: ES2181994T3; KR970074568A; KR100416176B1; EP0810357A1; EP0810357B1; DE69715303D1; US5749542A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Triebwerksystem und ein Verfahren zum Ablenken von Grenzschichtluft. Ausführungsformen der Erfindung beziehen sich auf ein solches System und ein solches Verfahren für die Verwendung mit einem Triebwerkeinlaßsystem zum Beispiel eines Strahltriebwerkes.
Viele der heutigen Jagdflugzeuge müssen mit Überschallgeschwindigkeit fliegen, während niedrige Radarquerschnitte gehalten werden, um die Erfassung auf dem Radar zu vermeiden. Die Triebwerkseinlässe an dem Flugzeug müssen auch gut im Überschallbereich arbeiten, während sie einen niedrigen Radarquerschnitt haben.
Während eines Hochgeschwindigkeitsflugs baut sich eine Grenzschicht von Luft mit sehr niedriger Geschwindigkeit und niedrigem Druck auf dem Rumpf eines Überschallflugzeugs auf. Weil diese niederenergetische Luft eine geringe Triebwerkleistung hervorrufen kann, verwendeten Hochgeschwindigkeitsflugzeuge traditionell eine Art von Grenzschichtablenksystem, um die Grenzschichtluft daran zu hindern, in den Einlaß einzutreten. Derzeitige, moderne taktische Überschallflugzeuge verwenden Lufteinführsysteme, die Grenzschichtablenker, Grenzschichtentnahmesysteme und Überbordbypassysteme einschließen, um diese Grenzschichtluft abzulenken und eine höhere Triebwerkseinlaßleistung vorzusehen.
Ein Grenzschichtablenker ist im wesentlichen ein Spalt zwischen der Seite des Flugzeugkörpers bzw. -rumpfes und dem Einlaß, welcher die Grenzschichtluft mit niedrigem Druck ablenkt, die sich auf dem Rumpf aufbaut und verhindert, daß diese Grenzschichtluft in das Triebwerk eintritt. Zusätzlich zu dem Ablenker verwenden traditionelle Einlaßsysteme auch ein Grenzschichtentnahmesystem auf der Kante des Einlasses. Das Entnahme- bzw. Anzapfsystem arbeitet in ähnlicher Weise wie der Ablenker, nur daß statt des Abschälens der Grenzschichtluft das Entnahmesystem diese Luft an Bord nimmt, sie dann durch das Flugzeug hoch entlüftet und sie durch einen Entnahmeausgang aus dem Flugzeug ausläßt. Zusätzlich zu einem Ablenker und einem Entnahmesystem verwenden einige traditionelle Einlaßsysteme auch ein Überbordbypassystem. Das Bypassystem besteht, um ein Hochgeschwindigkeitsproblem mit der Aerodynamik traditioneller Einlaßsysteme zu korrigieren. Der Einlaß benötigt eine gewisse Menge an Luftströmung, um richtig zu arbeiten. Bei hohen Geschwindigkeiten wird der Bedarf an Triebwerksluftströmung auf ein Niveau über dasjenige beschnitten, welches erforderlich ist, daß der Einlaß richtig arbeitet. Das Bypassystem schafft den Ausgleich durch Entleeren der überschüssigen Luft überbord.
Gegenwärtige Lufteinführsysteme benötigen diese Untersysteme, um diese schwach beobachtbare Einlaßkonstruktion bei hohen Geschwindigkeiten richtig arbeiten zu lassen. Diese Systeme sind höchst komplex und schließen eine Vielzahl von Verbundmaterialien ein. Diese Lufteinführsysteme erhöhen das Gewicht, die Produktionskosten, die mechanische Komplexität und die Wartungskosten des Flugzeugs.
Das "Bump"- bzw. "Vorsprungs"-Konzept, eine erhöhte Kompressionsoberfläche vorzusehen, ist in Industrieschriften diskutiert worden, kürzlich in einem Buch mit dem Titel "Intake Aerodynamics", Ausgabe von J. Seddon und E. L. Goldsmith und veröffentlicht 1985 von The American Institute of Aeronautics and Astronautics. Die Leistung eines Einlasses mit einer Kompressionsoberfläche wurde in dem Report 1956 gemessen und dokumentiert "Performance of External-Compression Bump Inlet at Mach Numbers of 1,5 to 2,0" von Simon, Brown und Huff (NACA RM E56119). Das darin berichtete Konzept verwendete jedoch anders als die vorliegende Erfindung eine Grenzschichtentnahme mit einer ungepfeilten Windhaube und einer Vorsprungfläche. Die Technologie eines Vorsprungeinlasses wurde auch geprüft in dem Programm der Air Force Wright Laboratory "Management of Advanced Inlet Boundary Layers" (Contract F33615-89-C-3000). Dieses Programm prüfte ein Einlaßkonzept mit Vorsprung mit einem Entnahmesystem und einer gerillten Windhaube mit einer Ausgestaltung, um Grenzschichtablenker und Entnahmesysteme zu optimieren statt sie zu eliminieren. Ein ähnliches System ist zum Beispiel aus der DE-1 121 476 bekannt.
Aspekte der Erfindung sind in den Ansprüchen angegeben, denen Beachtung geschenkt werden sollte.
Bei den nachfolgend beschriebenen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung sind ein System und ein Verfahren für das Ablenken von Grenzschichtluft auf einem Flugzeugtriebwerk vorgesehen, welche im wesentlichen die Nachteile und Probleme eliminieren oder reduzieren, welche bei den Einlaßsystemen der früher entwickelten Triebwerke angetroffen werden.
Bei einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Einlaßsystem ohne Ablenker vorgesehen, welches in einzigartiger Weise einen "Vorsprung" bzw. "Bump" einschließlich einer isentropischen Kompressionsfläche mit einer nach vorn gepfeilten, hinten schließenden Windhaube vereinigt. Der Vorsprung ist eine Oberfläche, die aus dem Körper bzw. Rumpf des Flugzeugs nach außen erhaben ist. Die Windhaube bzw. der Mantel schafft die Verbindung zum Rumpf des Flugzeugs und bildet die äußeren Flächen des Einfasses. Die Windhaube schließt gegen den Rumpf des Flugzeugs an den hintersten Stellen der Einlaßöffnung. Der Vorsprung und die Windhaube arbeiten zusammen, um Grenzschichtluft abzulenken und zu verhindern, daß im wesentlichen die ganze Grenzschichtluft mit niedrigerer Energie während des Betriebs des Flugzeugs durch den Einlaß strömt.
Ein technischer Vorteil der Ausführungsform besteht darin, daß die vorn gepfeilte, hinten schließende Windhaube und die isentropische Kompressionsfläche die Komplexität des Einlaßsystems des Flugszeugs reduzieren. Insbesondere benötigt die vorliegende Ausführungsform nicht einen Grenzschichtablenker, eine Seiten- oder Spalterplatte, ein Grenzschichtentnahmesystem oder ein Überbordbypassystem. Ferner hat die Ausführungsform nach der vorliegenden Erfindung keine sich bewegenden Teile. Durch diese Verringerung der Komplexität werden bei dem taktischen Jagdflugzeug das Leergewicht, die Produktionskosten und die Wartungserfordernisse verringert. Diese Einsparungen werden auf 250 Pfund pro Flugzeug, 225000 Dollar pro Flugzeug bzw. 0,03 Wartungsstunden pro Flugstunde geschätzt.
Die vorliegende Ausführungsform sorgt für einen weiteren technischen Vorteil insofern, als sie an im Grunde genommen jedes beliebige Überschallflugzeug anpaßbar ist.
Weit alle Einlaßkonstruktionen Luft aus dem Einlaßbereich abfließen lassen, besteht ein weiterer technischer Vorteil der vorliegenden Ausführungsform darin, daß aus der Tatsache Vorteil gezogen wird, daß einige Luft überbord abfließen gelassen werden muß durch Abfließenlassen der Grenzschichtluft niedrigerer Qualität statt der freien Strömungsluft höherer Qualität.
Für ein vollständigeres Verständnis der vorliegenden Erfindung und ihrer Vorteile wird nun Bezug auf die folgende Beschreibung in Verbindung mit den anliegenden Zeichnungen genommen, in weichen gleiche Bezugszahlen gleiche Merkmale bzw. Teile bezeichnen, wobei:
Fig. 1A eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt, die seitlich an den Rumpf eines Flugzeugs montiert ist;
Fig. 1B eine Vorderansicht einer seitlich montierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 1C eine Draufsicht auf eine seitlich montierte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 1D eine Seitenansicht einer seitlich montierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 2A eine andere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt, die an die Unterseite eines Flügels eines Flugzeugs montiert ist;
Fig. 2B eine Vorderansicht einer am Flügel montierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 2C eine Seitenansicht einer am Flügel montierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 2D eine Bodenansicht einer am Flügel montierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 3 diejenige eine Lösung zeigt, welche die Grenzschichtablenkung beschreibt, die zu einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bei Mach 1,6 gehört;
Fig. 4A eine isometrische Ansicht des Flächendruckkoeffizienten derselben Ausführungsform zeigt, wie in Fig. 4A veranschaulicht ist, auch von der vorliegenden Erfindung bei Mach 1,6;
Fig. 4B eine Bodenansicht der Grenzschichtablenkung der Partikelspuren einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bei Mach 1,6 zeigt;
Fig. 5 eine Ableitung der Kompressionsfläche aus einem Gebiet mit konischer Strömung zeigt;
Fig. 6 einen isentropischen Konus für das Ableiten einer Kompressionsfläche zeigt;
Fig. 7 eine Ableitung der isentropischen Kompressionsfläche bei Mach 1,6 zeigt;
Fig. 8 einen isentropischen Konus zeigt, der bei einem Angriffswinkel zur Luftströmung für die Ableitung einer Kompressionsfläche dargestellt ist;
Fig. 9A eine andere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung unter Verwendung eines isentropischen Konus zeigt;
Fig. 9B eine andere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung unter Verwendung eines isentropischen Konus unter einem Angriffswinkel zeigt;
Fig. 10A eine graphische Darstellung der Flächenneigung der Kompressionsfläche und der Übergangsschulter ist;
Fig. 10B eine graphische Darstellung einer anderen Ausführungsform der Kompressionsfläche und Übergangsschulter ist;
Fig. 11 die Form einer anderen Ausführung der Übergangsschulter der vorliegenden Erfindung darstellt;
Fig. 12 eine Ausführungsform der Kompressionsfläche und der Übergangsschulter der vorliegenden Erfindung zeigt; und
Fig. 13 graphisch die Ablenkung der Grenzschichtluft überbord bei zwei Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung veranschaulicht.
Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung schaffen ein Einlaßkonzept für ein Überschalltriebwerk, zum Beispiel für die Verwendung bei taktischen Flugzeugen, mit Benutzung eines "Vorsprungs" ("bump") mit einer festen, dreidimensionalen, isentropischen Kompressionsfläche, einer Übergangsschulter und einem Diffusorverkleidungsübergang, kombiniert mit einer hinten schließenden, vorn gepfeilten Windhaube, welche gegen das Flugzeug an den hintersten Punkten der Einlaßöffnung schließt. Die vorliegende Ausführungsform eliminiert die Notwendigkeit für Grenzschichtablenker, Überbordbypassysteme und Grenzschichtentnahmesysteme, welche derzeit bei herkömmlichen Lufteinführsystemen für Überschallflugzeuge benutzt werden. Somit verringert die vorliegende Ausführungsform das Flugzeuggewicht, Kosten und die Komplexität. Diese Merkmale werden eliminiert, weil die Kompressionsfläche und Windhaube synergistisch zusammenwirken, um die Fähigkeit der Grenzschichtablenkung vorzusehen.
Der Kompressionsflächenabschnitt des Vorsprungs kann ausgestaltet sein, um ein Gebiet konischer Strömung zu erzeugen, welches dem eines achssymmetrischen Körpers äquivalent sein kann mit einem 12º-Halbspitzenwinkel, der isentropisch zu einem 21º-Enddrehwinkel vermischt ist. Der überspannende statische Druck auf der Fläche kann beginnen, Grenzschichtluft außenbords abzulenken. Der Druckunterschied zwischen dem Einlaß und der Fläche, welche den Einlaß umgibt, lenkt ferner die Grenzschichtluft außenbords ab. Die Kompressionsfläche kann auch dazu dienen, die Endstoß-Machzahl zu reduzieren, wodurch die Neigung zu einer stoßinduzierten Strömungstrennung reduziert wird. Weil die Windhaube gegen den Vorderkörper an den hintersten Punkten der Einlaßöffnung schließt, kann Grenzschichtluft mit niedrigem Druck, statt freier Strömungsluft, aus der Seite des Einlasses abgelenkt werden. Das Einlaßkonzept der vorliegenden Ausführungsform kann bei einer beliebigen Anzahl von Integrationsschemata mit Vorderkörper/Öffnung benutzt werden.
Fig. 1A zeigt eine an der Seite montierte Ausführungsform des Einlasses 10, der am Rumpf eines Flugzeugs 90 mit einer Öffnung 11 für die Aufnahme von Luft in den Einfaß 10 hinein angebracht ist. Der Einlaß weist einen Vorsprung 20 und eine vorn gepfeilte, hinten schließende Windhaube 30 auf. Der Vorsprung 20 ist eine erhabene Fläche, die auswärts von dem Flugzeug zum Inneren des Einlasses 10 hin gebildet ist. Der Vorsprung 20 bildet einen Teil der inneren Fläche des Einlasses 10. Die Fläche mit dem Vorsprung 20 beginnt sich nach außen von dem Rumpf des Flugzeugs vor der Öffnung 11 weg zu erheben, so daß Grenzschichtluft den Vorsprung 20 berührt, bevor sie an der Öffnung 11 ankommt. Die Form des Vorsprungs 20 kann je nach den Gestaltungsparametern variiert werden, die ausführlicher unten diskutiert werden.
Gemäß Darstellung in Fig. 1B erstreckt sich diese an der Seite angebrachte Ausführungsform des Vorsprungs 20 nach außen von dem Rumpf des Flugzeugs 90 mit der höchsten Stelle des Vorsprungs 20 etwa in der Mitte des Einlasses, und der Vorsprung nimmt allmählich an Höhe ab, wenn er sich der Windhaube 30 nähert. Fig. 1C zeigt eine an der Seite montierte Ausführungsform der den Vorsprung 20 bildenden Fläche, die an Höhe allmählich von dem Rumpf des Flugzeugs 90 fort nahe der Öffnung 11 zunimmt, einen Spitzenwert an der Stelle innerhalb des Einlasses 10 erreicht und dann allmählich an Höhe nahe der Rückseite des Einlasses 10 abnimmt.
Die Windhaube 30 weist einen hinten schließenden Abschnitt 38 und einen nach vom gepfeilten Abschnitt 39 auf, die allgemein in Fig. 1A gezeigt sind. Die Ausführungsform des hinten schließenden Abschnitts 38, der in den Fig. 1B, 1C und 1F gezeigt ist, weist ein Paar von hinten schließenden Flächensektionen 31 und 33 auf, welche gegen den Rumpf des Flugzeugs an den hintersten Stellen 42 der Windhaube schließen. Die Ausführungsform des nach vorn gepfeilten Abschnitts 39, der in den Fig. 1B, 1C und 1D gezeigt ist, weist eine nach vorn gepfeilte Flächensektion 32 auf, die ferner eine Spitze 36 einschließt. Die nach vorn gepfeilte Flächensektion 32 kann verschiedene, miteinander verbundene Sektionen aufweisen oder kann alternativ ein einziges Stück sein. Die Ausführungsform der in Fig. 1A gezeigten Windhaube zeigt hinten schließende Flächen 31 und 33, die an den Rumpf des Flugzeugs angekoppelt sind und sich von dem Flugzeug nach außen erstrecken. Die hinten schließenden Flächen 31 und 33 weisen eine Vorderkante 37 auf, die sich von dem Schließpunkt 32 zur Vorderseite des Flugzeugs hin erstreckt. Die nach vorn gepfeilte Flächensektion 32 verbindet die hinten schließende Flächensektion 31 mit der hinten schließenden Flächensektion 33, um die Windhaube 30 zu bilden, welche den äußeren Rahmen des Einlasses 10 vorsieht. Durch das Ankoppeln der Windhaube an den Rumpf des Flugzeugs wird die Öffnung 11 des Einlasses 10 gebildet. Die nach vorn gepfeilte Flächensektion 32 der Windhaube 30 weist eine dreieckförmige Spitze 36 auf, die zu einer Stelle an dem vordersten Punkt der nach vorn gepfeilten Flächensektion 32 kommt, um den nach vorn gepfeilten Abschnitt 39 der Windhaube zu bilden. Diese seitlich montierte Ausführungsform der Windhaube 30 ist auch in den Fig. 1C und 1D gezeigt. Die Fig. 1C und 1D zeigen den nach vorn gepfeilten Abschnitt 39 der Windhaube 30, der sich zur Vorderseite des Flugzeugs hin erstreckt. Fig. 1D zeigt, daß die Spitze 36 der nach vorn gepfeilten Flächensektion 32 eine dreieckige Form haben kann mit einem Scheitel des Dreiecks nahe der Mittellinie des Einlasses 10. Wie in Fig. 1C dargestellt ist, können die hinten schließenden Flächensektionen 31 und 33 gegen den Rumpf des Flugzeugs an Abschlußpunkten 42 schließen. Wie in den Fig. 1C und 1D veranschaulicht ist, können die Windhaubenabschlußpunkte 42 an den hintersten Punkten der Öffnung 11 angeordnet sein. Gemäß Darstellung in Fig. 1B kann sich die vorn gepfeilte Flächensektion 32 an hinten abschließende Flächensektionen 31 und 33 anschließen, um eine Windhaube 30 zu erzeugen, die eine Einlaßöffnung 11 bildet mit einer näherungsweise trapezförmigen Gestalt, wie die Windhaube 30 gegen den Rumpf des Flugzeugs abschließt.
Fig. 2A zeigt eine am Tragflügel montierte Ausführungsform des Einlasses 10 mit einer Öffnung 11 für die Aufnahme von Luft in den Einlaß 10 hinein. Bei dieser alternativen Ausführungsform wird die erhabene Fläche des Vorsprungs 20 von dem Boden des Flügels 98 des Flugzeugs 90 nach außen gebildet. Wie zuvor weist der Einlaß 10 einen Vorsprung 20 und eine Windhaube 30 auf. Die Fig. 2B, 2C und 2D zeigen die Vorder-, Seiten- bzw. Bodenansicht der an der Seite montierten Ausführungsform der Fig. 2B. Die Fig. 2A und D zeigen wieder eine Ausführungsform des Einlasses 10 mit einer nahezu trapezförmigen Öffnung 11, einer hinten abschließenden, vorn gepfeilten Windhaube 30 mit einer näherungsweise dreieckigen Spitze 36 am vordersten Teil der vorn gepfeilten Flächensektion 32 und einen Vorsprung 20, der nach außen in einer im allgemeinen gekrümmten Weise mit einer Spitze etwa auf der Mittellinie des Einlasses 10 erhaben ist. Die Fig. 1A-D und 2A-D dienen der Veranschaulichung und stellen keine Begrenzung dar. Zum Beispiel könnten die Flächensektionen 31, 32 und 33, welche den äußeren Abschnitt der Windhaube 34 bilden, aus einem einzigen Stück geformt sein. Ferner können die Flächensektionen 31, 32 und 33 derart geformt sein, daß wenn sie am Rumpf des Flugzeugs angekoppelt sind, die Gestalt der Öffnung 11 etwa elliptisch wäre. Zum Beispiel könnte die Spitze 36 statt mit Dreieckform mit einem gekrümmten äußeren Abschnitt gebildet sein.
Im Betrieb wirken der Vorsprung und die Windhaube zusammen, um im wesentlichen die gesamte Grenzschichtluft von dem Einlaß 10 abzulenken. Wenn sich das Flugzeug bewegt, strömt die Grenzschichtluft zum Einlaß 10 hin, während sie näherungsweise nahe der Flugzeugoberfläche bleibt. Vor dem Erreichen der Einlaßöffnung 11 berührt die Grenzschichtluft den Vorsprung 20, welcher die Bewegungsbahn der Grenzschichtluft verändert, um ein Ablenken dieser Luft von der Einlaßöffnung 11 fort zu beginnen. Die Form der Windhaube 30 hilft der Schaffung eines Druckdifferentials, so daß der Druck nahe der Einlaßöffnung 11 und innerhalb des Einlasses 10 höher ist als der Druck außerhalb der Öffnung 11. Die Form der Windhaube 30 erzeugt einen erheblich niedrigeren Druck an den Abschlußpunkten 42. Sobald also die Grenzschichtluft sich infolge des Vorsprungs 20 außenbord zu bewegen beginnt, bewegt sich die Grenzschichtluft zu den Niederdruckbereichen nahe den Abschlußpunkten 42 und außerhalb des Einlasses 10 statt zu den Höherdruckbereichen nahe der Öffnung 11 des Einlasses 10. Dieser Druckgradient fährt mit dem Ablenken der Grenzschichtluft während des Betriebs des Flugzeugs fort.
Computerprogramme erzeugen ein Bild eines Flugzeugs unter Verwendung einer CFD-Analyse (computational fluid dynamics = rechenbetonte Strömungsdynamik) und aerodynamischer Simulation, um diese Einlaßkonstruktion zu modellieren. Das Computerprogramm veranschaulicht, nach was das Druckgebiet um den Einlaß 10 aussieht und wo die Luft im Einlaß 10 und um diesen strömt. Fig. 3 veranschaulicht eine Lösung der vorliegenden Erfindung bei Mach 1,6 für einen seitlich montierten Einlaß 10. Wie oben angedeutet, befindet sich das Innere des Einlasses 10 und nahe der Öffnung 11 auf einem Höherdruckbereich relativ zu dem Äußeren der Windhaube und der Abschlußpunkte 42. Die Linien veranschaulichen die Bahnen 50, welche die Partikel oder Elemente der Grenzschichtluft durchlaufen. Die Bahnen 50 zeigen, wie der Vorsprung 20 und die Windhaube 30 zusammenwirken, um diese Grenzschicht außenbords abzulenken. Wenn die Teilchen in den Bahnen 50 sich dem Einlaß 10 nähern, beginnt der Vorsprung 20, die Grenzschichtluft außenbords fein zu bewegen. Wie durch die Bahnen 50 gezeigt ist, nehmen die Teilchen der Grenzschichtluft eine extreme Wendung und laufen zu den äußeren Kanten der Windhaube 30 hin wegen des hohen Drucks in dem Bereich des Einlasses 10, welcher die Grenzschichtluft zwingt, zu einem Bereich niedrigeren Drucks herauszuströmen. Der höhere Druck lenkt die Grenzschicht mit niedrigerem Druck und niedrigerer Geschwindigkeit um die Windhaube 30 heraus ab und verhindert, daß im wesentlichen die ganze Grenzschichtluft niedrigerer Energie in den Einlaß 10 eintritt.
Das Einlaßkonzept gemäß der vorliegenden Erfindung lenkt die Grenzschichtluft gerade durch Verwendung des Windhaubenkonzepts ab. Die vorliegende Erfindung ohne den Vorsprung 20 lenkt jedoch nur die Grenzschicht zu einem gewissen Mach-Niveau ab. Um im wesentlichen alle Grenzschichtluft bei Mach 1,6 oder höher abzulenken, muß die vorliegende Erfindung sowohl den Vorsprung 20 als auch die Windhaube 30 verwenden.
Fig. 4A zeigt eine CFD-Analyse bei einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. In Fig. 4A ist der Oberflächendruck des Bereichs des Einlasses 10 als eine Art Druckkontur dargestellt, wo die gepunkteten Bereiche solche mit niedrigem Druck und die schraffierten solche mit höherem Druck veranschaulichen. Die mit 44 bezeichneten Bereiche nahe den Abschlußpunkten 42 stellen die Bereiche niedrigsten Drucks dar. Fig. 4A zeigt, daß im Betrieb das Innere des Einlasses 10 relativ zu dem Äußeren der Windhaube 30 unter einem höheren Druck steht. Fig. 4B zeigt, daß sobald die Teilchenbahnen 50 der Grenzschichtluft sich dem Vorsprung 20 nähern, es eine feine Ablenkung der Teilchen außenbords gemäß Darstellung am Punkt A gibt. Wegen des Bereichs höheren Drucks im Einlaß 10 nehmen die Grenzschichtluftteilchen dann eine extremere Wendung am Punkt B und werden zu den äußeren Kanten und den Abschlußpunkten 42 der Windhaube 30 hin abgelenkt. Gemäß Darstellung in Fig. 4B veranlaßt der Vorsprung 20 die Grenzschichtluft, die Bewegung außenbords zu beginnen, und der höhere Druck zwingt die Grenzschichtluft, eine extremere Wendung zu den äußeren Kanten der Windhaube 30 hin zu nehmen.
Wie in Fig. 9A gezeigt ist, weist der Vorsprung 20 eine Kompressionsfläche 72, eine Übergangsschulter 73 und einen Diffusorverkleidungsübergang 74 auf. Die Gestalt der Kompressionsfläche 72 des Vorsprungs 20 kann durch die CFD-Computeranalyse bestimmt werden. Wie in Fig. 5 illustriert ist, erzeugt ein rechnergestütztes Modell, welches einen virtuellen geraden Kreiskegel 60 mit einem konstanten Spitzenwinkel in einem CFD-abgeleiteten Überschallströmungsfeld 61 anordnet, ein konisches Schock- bzw. Stoßgebiet 62, welches achssymmetrisch um den virtuellen Konus 60 ist, der aus dem Scheitel 65 des virtuellen Konus 60 kommt. Eine Teilchenebene 63 wird freigegeben und in einem Abstand über dem Scheitel des Konus, bekannt als k, durch den achssymmetrischen konischen Stoß 62 geschickt. Die Breite des Konus, welcher durch den konischen Stoß 62 am Schnitt des Konus des konischen Stoßes mit der Teilchenebene 63 gebildet ist, wird mit w bezeichnet. Das Verhältnis von k zu w (k/w) beträgt für die Ausführungsform gemäß Darstellung in Fig. 5 näherungsweise 0,1. Die Teilchen 64 in der freigegebenen Teilchenebene 63 breiten sich in das Strömungsfeld aus und ändern ihren Kurs, wenn die Teilchen 64 durch den konischen Stoß 62 gehen. Die über der ursprünglichen Freigabeebene 63 gebildete Gestaltung bildet nach dem Durchgang durch den konischen Schock 62 die Gestaltung einer Kompressionsfläche 72, die für die Oberfläche des Flugzeugs angewandt werden kann. Wenn eine aus diesem Verfahren gebildete Kompressionsfläche 72 in demselben Strömungsfeld angeordnet wird, strömen die Teilchen gemäß Darstellung in Fig. 5. Ein Rechnerprogramm könnte diese Kompressionsfläche 72 in seinem Speicher ablegen und die notwendige Kontur der Kompressionsfläche 72 bei der gegebenen Gestalt des Flugzeugs anwenden. Der Computer muß eine Definition des Strömungsfeldes enthalten, welches von dem virtuellen Konus gebildet ist, und eine Definition der Teilchenfreigabeebene 63, dann kann das Computerprogramm die Kompressionsfläche erzeugen.
Bei einer alternativen Ausführungsform könnte eine Parabolgestalt, eine elliptische Gestalt oder ein Keil verwendet werden anstelle eines geraden Kreiskegels, um ein Strömungsfeld zu erzeugen, welches eine Kompressionsfläche 72 erzeugen könnte.
Fig. 6 zeigt, daß ein isentropischer Konus 70 anstelle eines virtuellen geraden Kreiskegels 60 und mit einem konstanten Halbspitzenwinkel verwendet werden kann, um eine isentropische Kompressionsfläche 72 zu erzeugen. Der isentropische Konus 70 wird in derselben Weise wie oben beschrieben verwendet, um ein Strömungsfeld zu erzeugen, durch welches eine Partikelebene freigegeben wird, um die Gestalt der Kompressionsfläche 72 zu bestimmen. Der isentropische Konus 70 hat einen Querschnitt, welcher durch einen anfänglichen Halbspitzenwinkel δ&sub1; relativ zu der Mittellinie des isentropischen Konus 70 definiert ist, und einen Endspitzenwinkel δf relativ zu der Mittellinie des isentropischen Konus 70. Wie in Fig. 6 gezeigt ist, hat der isentropische Konus 70 einen kleineren Anfangshalbspitzenwinkel, der zu einem größeren Endspitzenwinkel allmählich zunimmt. Die Ausführungsform der Fig. 7 zeigt einen isentropischen Konus 70 mit einem kleineren Halbspitzenwinkel, welcher durch einen Beugungswinkel von 12º bestimmt wird, der allmählich zunimmt, um einen Endspitzenwinkel mit einem Endbeugungswinkel von 21º zu erreichen. Diese Anfangs- und Endbeugungswinkel sind dargestellt und können modifiziert werden, um einen Gesamtdrehwinkel von nahezu 21º zu erreichen.
Fig. 8 zeigt eine weitere Ausführungsform des virtuellen Konus, der verwendet wird, um die Gestalt des Vorsprungs 20 zu bestimmen, wo der isentropische Konus 70 relativ zu der Teilchenfreigabe 63 angeordnet wurde, so daß die Mittellinie des isentropischen Konus 70 aus der Luftströmungsfreigabeebene von Teilchen 63 durch einen Angriffswinkel α versetzt ist. Das Anordnen eines virtuellen Konus unter einem Angriffswinkel α relativ zu einem computererzeugten Überschallströmungsfeld 61 mit CFD-Ableitung erzeugt eine nicht-achssymmetrische (oder verkrümmte) konische Stoßwelle 66, die aus dem Scheitel des virtuellen Konus kommt. Während eine achssymmetrische konische Stoßwelle 62 einen kreisförmigen Querschnitt hat, hat eine nicht-achssymmetrische Stoßwelle 66 einen elliptischen Querschnitt. Der Angriffswinkel α gemäß Darstellung in Fig. 8 beträgt etwa 7º, wenngleich der Angriffswinkel α kleiner oder größer als der dargestellte Wert sein könnte. Der Angriffswinkel α kann entweder für einen geraden Kreiskegel oder einen isentropischen Konus 70 eingeführt werden. Das Anordnen des Konus unter einem Angriffswinkel bezüglich der Teilchenfreigabeebene 63 führt zu einer Kompressionsfläche 72 mit erhöhter Fähigkeit zum Ablenken von Grenzschichtluft im Vergleich zu einer Kompressionsfläche 72, die aus einem Konus gebildet ist, der nicht unter einem Angriffswinkel α bezüglich des Strömungsfeldes angeordnet war.
Fig. 9A zeigt eine CFD-Lösung mit einem isentropischen Konus 70 für eine Kompressionsfläche 72. Durch die oben beschriebenen Verfahren erlaubt der isentropische Konus 70 eine CFD-Lösung der Gestaltung einer isentropischen Kompressionsfläche 72 einer anderen Gestalt als die Kompressionsfläche, welche von einem kreisförmigen Konus eines konstanten Halbscheitelwinkels erzeugt ist. Wenn das CFD-abgeleitete Strömungsfeld den isentropischen Konus 70 berührt, der in Fig. 7A gezeigt ist, erzeugt er einen konischen Stoß 62 und eine unendliche Anzahl schwacher Stöße 90, die einen isentropischen Verdichtungsfächer bzw. Kompressionsverdichter 91 (compression fan) bilden. Der isentropische Verdichtungsfächer 91 verdichtet sich zu einem Brennpunkt 92, hinter welchem der konische Stoß 92 zu einem Einzelstoßzustand zurückkehrt.
Eine isentropische Kompressionsfläche 72 sorgt für technische Vorteile gegenüber einer Kompressionsfläche, die aus einem geraden Kreiskegel mit konstantem Scheitel erzeugt ist. Die isentropische Kompressionsfläche 72 erlaubt die Verwendung einer kleineren Einlaßfangfläche zur Verringerung von Gewicht und unterstützt die Integration zum Flugzeug. Weiterhin erlaubt der Aufbau der isentropischen Kompressionsfläche 72 aus einem isentropischen Konus 70, der einen Brennpunkt 92 außerhalb der Windhaube 30 erzeugt, eine bessere Leistung, weil die Luft durch eine Reihe von schwachen Stoßwellen 90 statt nur einer starken konischen Stoßwelle und einer Endstoßwelle fließt. Ein Vorsprung 20 mit einer Kompressionsfläche 72, die auf der Basis eines isentropischen Konus 70 gestaltet ist mit einem anfänglichen Ablenkwinkel von 12º und einem Endablenkwinkel von 21º erzeugt zum Beispiel einen isentropischen Kompressionsverdichter 91 mit einem Brennpunkt 92 außerhalb der Windhaube 30.
Fig. 9B zeigt die Integration einer Ausführungsform eines isentropischen Vorsprungs 20 mit der nach vorn gepfeilten, hinten schließenden Windhaube 30, welche eine isentropischen Kompressionsfläche 72 einschließt, die aus einem isentropischen Konus 70 erzeugt ist, der unter einem Angriffswinkel α angeordnet ist. Die Kompressionsfläche 72 bei dieser Ausführungsform hat alle die Vorteile einer Kompressionsfläche 72, die ohne einen Angriffswinkel gebildet ist, mit dem zusätzlichen Vorteil, daß der isentropische Vorsprung 20 der Fig. 9B eine erhöhte Leistung beim Ablenken von Grenzschichtluft relativ zu einem isentropischen Vorsprung 20 mit einer Kompressionsfläche 72 haben kann, die aus einem isentropischen Konus 70 ohne einen Angriffswinkel α gebildet ist.
Fig. 9B zeigt eine abgeschnittene Seitenansicht des Vorsprungs 20 mit einer Kompressionsfläche 72, einer Übergangsschulter 73 und einem Diffusorverkleidungsübergang 74. Die Kompressionsfläche 72 endet an dem k/w-Punkt im Einlaß. Die Übergangsschulter 73 beginnt am Ende der Kompressionsfläche 72. Bei der in Fig. 9B beschriebenen Ausführungsform hat die Fläche der Übergangsschulter 73 anfänglich einen Winkel bezüglich dem Flugzeugrumpf etwa gleich dem Gesamtdrehwinkel der Kompressionsfläche 72. Dieser Winkel nimmt allmählich ab, bis der Winkel der Oberfläche der Übergangsschulter 73 bezüglich des Flugzeugrumpfs nahezu null wird, so daß die Oberfläche der Übergangsschulter 73 nahezu parallel zum Flugzeugrumpf ist, wobei die Übergangsschulter 73 an diesem Punkt endet. Der Endpunkt der Übergangsschulter 73 (wenn der Winkel der Oberfläche der Übergangsschulter 73 bezüglich des Flugzeugrumpfs nahezu null ist) bestimmt die Minimalverengungsfläche 76 oder minimale Strömungsfläche des Einlasses. Ein Diffusorverkleidungsübergang 74 beginnt am Ende der Übergangsschulter 73. Der Diffusorverkleidungsübergang 74 kann allmählich in der Höhe abnehmen, wie die Fläche des Vorsprungs 20 von dem Flugzeugrumpf weg angehoben wird, wenn der Diffusorverkleidungsübergang 74 nach hinten vom Einlaß hin weitergeht.
Die Fig. 10A und 10B zeigen schematische Schaubilder unter Darstellung der Kompressionsfläche 72 und der Übergangsschulter 73. Während beide Figuren eine Kompressionsfläche darstellen, wie sie oben abgeleitet wurde, zeigt Fig. 10B eine Ausführungsform der Übergangsschulter 73 mit verbesserter Grenzschichtablenkung.
Die schematischen Schaubilder in den Fig. 10A und 10B zeigen die Oberflächenneigung in Grad auf der Y-Achse gegen die Vorsprungsposition in Zoll (Inch) (welche sich nach hinten zu bewegt) auf der X-Achse. Die unterschiedlichen Linien der aufgezeichneten Daten auf jedem Schaubild veranschaulichen die Oberflächenneigung gegen die Vorsprungposition an verschiedenen radialen Orten auf der Fläche des Vorsprungs 20. Die Einfügung zeigt an, wie man den radialen Ort bestimmt, welcher durch den Winkel Φ beschrieben ist, bezüglich der Vorsprungmittellinie. Wenn der Winkel Φ zum Beispiel null Grad ist, zeigt dieser radiale Ort etwa die Symmetrieebene für den Einlaß an (zum Beispiel zeigt die Linie die Kurve für einen radialen Ort mit einer Beschreibung, wenn Φ etwa null Grad beträgt). Der Winkel Φ nimmt zu, wenn der radiale Ort auf der Fläche des Vorsprungs 20 sich außenbords bewegt. Die durchgezogene vertikale Linie in dem Schaubild veranschaulicht den Punkt, wo die Kompressionsfläche endet und die Übergangsschulter beginnt; somit stellt der Abschnitt des Schaubildes links von der durchgezogenen Linie die Kompressionsfläche 72 und der Abschnitt rechts die Übergangsschulter 73 dar.
Die Geometrie der Kompressionsfläche 72 ist auf beiden Fig. 10A und 10B identisch und wird durch die oben beschriebene CFD-Analyse bestimmt. In beiden Figuren zeigt die gestrichelte Linie, die in der Legende einen Winkel Φ von etwa 0º wiedergibt, eine Flächenneigung von etwa 19,5º am Ende der Kompressionsfläche 72; die Linie Strich, zwei Punkte, Strich veranschaulicht ein Φ von etwa 40º und zeigt eine Flächenneigung von etwa 14º am Ende der Kompressionsfläche 72. Diese Figuren zeigen, daß bei der Bewegung des radialen Ortes außenbords der Spitzenwinkel an der Vorsprungposition abnimmt. In Fig. 10A erreicht die Neigung der Fläche ein Maximum für jeden radialen Ort des Vorsprungs an dem Punkt, wo die Kompressionsfläche endet und die Übergangsschulter beginnt, oder bei etwa einundvierzig Inch für die Ausführungsform der Fig. 10A. Die Reduktion der Neigung vom Beginn der Übergangsschulter bei etwa einundvierzig Inch zum Ende der Übergangsschulter bei etwa siebenundsechzig Inch ist konstant. Jede der Kurven ist eine gerade Linie unter Darstellung eines reinen Krümmungsradius mit einem konstanten Drehverhältnis von einer maximalen Oberflächenneigung am Ende der Kompressionsfläche 72 zu einer null Oberflächenneigung am Ende der Übergangsschulter 73. Somit ist für die in Fig. 10A beschriebene Übergangsschulter die Veränderung in Grad pro Inch für jeden radialen Ort nahezu eine Konstante. Fig. 10B zeigt eine unterschiedliche Gestaltung der Übergangsschulter 74. In Fig. 10B erreicht die Neigung der Oberfläche ein Maximum bei einem unterschiedlichen Vorsprungspositionsort für jeden unterschiedlichen radialen Ort. Während zum Beispiel die gestrichelte Linie für ein Φ von etwa 0º noch eine Spitzenflächenneigung (von etwa 19,5º) am Ende der Kompressionsfläche 72 zeigt, zeigt die Strich-zwei Punkte-Strich-Linie für Φ von etwa 40º eine Spitzenflächenneigung von etwa 19,5º bei einer Vorsprungsposition gut in den Abschnitt der Übergangsschulter 73 des Vorsprungs 20 hinein (bei etwa 50 Inch). Statt daß man also eine Reduktion in der Oberflächenneigung für alle radialen Orte hat, beginnend am Ende der Kompressionsfläche, gibt es die Spitzenflächenneigung, die weiter in die Übergangsschulter hinein bis zu einem radialen Ort von etwa 60º zunimmt. Statt einer geraden Linie von demjenigen Punkt, wo jeder radiale Schnitt das Ende der Kompressionsfläche zum Ende der Übergangsschulter schneidet (wie in Fig. 10A), erhebt sich eine beachtliche Anzahl von Radialschnittkurven zu einer nahezu äquivalenten Spitzenflächenneigung, bevor ein Abfall zurück auf null erfolgt. Zum Beispiel schneidet die Strich-zwei Punkte-Strich-Linie für die radiale Stelle von etwa 40º die vertikale Trennlinie in Fig. 10B bei etwa 14º. Statt jedoch unmittelbar auf 0º abzufallen, nimmt die Strich-zwei Punkte-Strich-Linie wieder von 14º auf etwa 19º zu, wo sie dann bei einer Vorsprungsposition von nahezu sechsundsechzig Zoll auf 0º abfällt. Diese Figuren zeigen, daß während die Neigung der gestrichelten Linie für Φ von etwa 0º in Fig. 10A die höchste Neigung hat, die Neigung der gestrichelten Linie für Φ von etwa 0º in Fig. 10B eine niedrigere Neigung hat als eine erhebliche Anzahl anderer aufgezeichneter Linien. Die Steuerung der Neigungen bzw. des Gefälles oder der Schrägen der Linien nach dem Ende der Kompressionsfläche 72 bestimmt die Gestalt der Übergangsschulter 73.
Im Betrieb sorgt die Ausführungsform der Übergangsschulter 73 in Fig. 10B für einen technischen Vorteil gegenüber der Ausführungsform der Übergangsschulter 73 der Fig. 10A dadurch, daß man die Menge an Grenzschichtluft, die außenbords abgelenkt wird, vergrößert. Die Menge an außenbords abgelenkter Grenzschichtluft erhöht sich, weil diese Ausführungsform der Übergangsschulter 73 der Fig. 10B einen größeren überbrückungsartigen statischen Druckgradienten erzeugt als die Ausführungsform mit der Übergangsschulter 73 der Fig. 10A.
Fig. 11 zeigt die Konstruktionsparameter für die Bestimmung einer Übergangsschulter mit einem sich verändernden Verhältnis der Oberflächenneigungsveränderung relativ zu der radialen Stelle (Position). Wie in der Vorderansichts-Legende in Fig. 11 gezeigt ist, ist die radiale Position auf der Oberfläche der Übergangsschulter null Grad längs der Mittellinie der Übergangsschulter. Die Größe der Radialposition in Graden nimmt mit der Auswärtsbewegung der Radialposition von der Mittellinie der Übergangsschulter fort zu.
Nach Fig. 11 hat der Vorsprung 20 eine Übergangsschulter 73, die an der B-Stop-Position 110 beginnt und an der Verengungsposition 111 endet. Die Oberfläche 112 der Übergangsschulter 73 gemäß Darstellung in Fig. 11 besteht aus zwei Oberflächenschnitten längs der Fläche 112, der erste ist definiert durch die Länge L&sub1; von der B-Stop-Position 110 zum Schnitt der Übergangsschulter 113, und der zweite ist definiert durch L&sub2; von der Schnittstelle 113 zur Verengungsposition 112. Die Gestalt des Flächenabschnitts 111 der Übergangsschulter 73 wird für die Länge L&sub1; durch den Radius R&sub1; definiert sowie durch den Radius R&sub2; über die Länge L&sub2;, wobei die Radien R&sub1; und R&sub2; durch die folgenden Formeln definiert sind:
R&sub2; = L&sub2;/sin(θ&sub2;)
wobei gilt:
θ&sub1; = Oberflächenneigungswinkel bei der B-Stop-Position
θ&sub2; = maximaler Flächenneigungswinkel
L&sub1; + L&sub2; = F.S.)Verengung - F.S.)B-Stop
0 ≤ L&sub2; ≤ F.S.)Verengung - F.S.)B-Stop
L&sub2; θ&sub2;/1,5 @ Φ = 55º
Wie in Fig. 11 gezeigt ist, ist die Gestalt bzw. Form des ersten Flächenabschnitts konkav und ist gemäß dem Bogen gebildet, welcher durch R&sub1; bestimmt wird, der um einen Punkt auf der B-Stop- Position weg vom Flugzeugrumpf gedreht wird. Die Gestalt oder Form des zweiten Flächenabschnitts ist konvex und wird nach dem Bogen gebildet, der durch R&sub2; bestimmt ist, welcher um eine Stelle auf der Verengungsposition zum Flugzeugrumpf hin gedreht wird.
Bei den obigen Gleichungen stellen F.S.)Verengung Und F.S.)B-Stop Rumpfwerkpositionen auf der Oberfläche des Flugzeugs dar. Für eine typische Flugzeuganwendung kann eine Vorsprungspositi- On von null Zoll einer Rumpfwerkposition von nahezu 262,3 Zoll entsprechen. F.S.)B-Stop stellt diejenige Stelle dar, bei welcher die Kompressionsfläche 72 endet und die Übergangsschulter 73 beginnt. F.S.)Verengung stellt diejenige Stelle dar, bei welcher die Übergangsschulter 73 endet. Die Verengungspositionsstelle ist eine Funktion der Länge des Flugzeugs, und die B-Stop-Position ist ein benutzerdefinierter Punkt. L&sub1; + L&sub2; ist ein konstanter Abstand, welcher durch die Differenz zwischen F. S.)Verengung und F.S.)B-Stop bestimmt wird. Während L&sub1; + L&sub2; immer konstant ist, verändert sich jede Länge des Oberflächenabschnitts je nach der radialen Position. Zum Beispiel kann L&sub1; bei Φ = 40º länger sein als L&sub1; bei Φ = 0º.
Der maximale Flächenneigungswinkel (θ&sub2;) ist eine Konstante (für die in Fig. 10B gezeigte Ausführungsform ist θ&sub2; gleich etwa 19,5º), welche bei der B-Stop-Position für eine radiale Position von 0º bestimmt wird. Während andere radiale Positionen unterschiedliche Vorsprungspositionen haben können, bei welchen der maximale Flächenneigungswinkel auftritt, überschreitet der Flächenneigungswinkel niemals den Flächenneigungswinkel bei der B-Stop-Position für eine radiale Position von 0º.
Der Flächenneigungswinkel bei der B-Stop-Position (θ&sub1;) ist eine bekannte Größe, die sich auf der Basis der radialen Position verändert. In Fig. 10B beträgt bei einer Radialposition von 0º der Flächenneigungswinkel etwa 19,5º; für eine Radialposition von 10º beträgt der Flächenneigungswinkel etwa 18º; usw.
Bei der B-Stop-Position wird L&sub2; auf null bestimmt. L&sub2; wird dann für eine radiale Position Φ von 55º gemäß der obigen Gleichung (L&sub2; = θ&sub2;/1,5 @ Φ = 55º) bestimmt. Der Faktor 1,5 wurde durch die Analyse als eine Konstante festgelegt, deren Verwendung zu einer verbesserten Übergangsschulter führen würde. Möglicherweise könnten andere Faktoren in dieser Gleichung verwendet werden. Bei Annahme einer linearen Regression zwischen den Punkten, welche L&sub2; @ Φ = 0º und L&sub2; @ Φ = 55º mit einer geraden Linie bestimmen, kann L&sub2; für radiale Positionen zwischen null und fünfundfünfzig Grad festgelegt werden. Für die Ausführungsform der Fig. 10B und 11 wurden L&sub2;-Werte für radiale Positionen von 10º, 20º, 30º, 40º und 50º festgelegt. Während die durch die Fig. 10B und 11 beschriebene Ausführungsform eine gerade Linienregression zur Bestimmung von L&sub2; für radiale Positionen bis zum 55º verwendet, könnten auch andere Regressionsanalysen zur Bestimmung von L&sub2; verwendet werden. Für radiale Positionen, welche 55º überschreiten, bestimmt der Benutzer L&sub2;. Fig. 10B zeigt ein Beispiel, wie man θ&sub1; und θ&sub2; bei radialen Positionen über 55º bestimmt. Die Werte von L&sub1; bei äquivalenten radialen Positionen können dann aus den L&sub2;-Werten festgelegt werden (durch Abziehen L&sub2; vom Gesamtabstand aus der B-Stop- zur Verengungsposition). Wenn θ&sub2;, θ&sub1;, L&sub1; und L&sub2; für jede radiale Position Φ bestimmt wurden, können R&sub1; und R&sub2; unter Verwendung der Gleichungen für R&sub1; und R&sub2;, wie oben genannt, für jede radiale Position Φ berechnet werden.
Gemäß Darstellung in Fig. 11 nimmt die Neigung der Fläche der Übergangsschulter 73 von der B- Stop-Position 110 über die Länge L&sub1; zu einer maximalen Neigung an der Schnittstelle 113 zu und nimmt dann über die Länge L&sub2; zu einer Neigung von null an der Verengungsposition 11 ab. Somit zeigt die graphische Darstellung der Flächenneigung der Übergangsschulter der Fig. 10B, daß die Schnittstelle 113 für die Übergangsschulter gemäß Darstellung in Fig. 10B bei einer Vorsprungsposition von etwa 50 Zoll für eine radiale Position von 40º auftritt. Wie Fig. 10B zeigt, tritt die maximale Flächenneigung der Übergangsschulter 73 an unterschiedlichen Vorsprungspositionen für unterschiedliche radiale Positionen Φ auf. Fig. 12 zeigt eine isometrische Ansicht der Kompressionsfläche 72 und der Übergangsschulter 73, welche graphisch in Fig. 10B gezeigt ist. Gemäß Darstellung in Fig. 12 tritt das Maximum oder die Spitzenwertflächenneigung bei sich verändernden Abschnitten hinter dem Anfang der Kompressionsfläche 120 auf. Dieser sich verändernde hintere Abstand wird durch die Linie dargestellt, welche den Ort der Spitzenflächenneigung 120 wiedergibt. Dies zeigt auch, daß L&sub1; und L&sub2; sich verändern, wenn sich die radiale Position Φ verändert.
Fig. 13 zeigt eine verbesserte Grenzschichtablenkung nach der vorliegenden Erfindung unter Verwendung einer Kompressionsfläche, die aus einem isentropischen Konus mit einem sieben Grad Angriffswinkel und einer Übergangsschulter mit einem sich verändernden Verhältnis der Abnahme der Flächenneigung bestimmt wird (als Muster B gezeigt) im Vergleich zu der Grenzschichtablenkung einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung unter Verwendung einer Kompressionsfläche, die ohne Angriffswinkel und mit einer Übergangsschulter mit einem konstanten Änderungsverhältnis der Flächenneigung bestimmt ist (als Muster A bezeichnet). Muster B der Fig. 13 zeigt die Teilchenspurbahnen 50 der Grenzschichtluft, die weiter außenbords gestoßen wird, im Vergleich zu den Teilchenspurbahnen 50 der Grenzschichtluft, welche zu der Ausführungsform des Musters A gehört. Die bei diesen beiden Ausführungsformen durchgeführten CFD-Analysen zeigen etwa 1% Verbesserung bei der Gesamtleistung für Muster B gegenüber Muster A.
Zusammenfassend schaffen die Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung ein ablenkerfreies Einlaßsystem eines Triebwerks, welches einen Vorsprung mit einer isentropischen Kompressionsfläche, eine Übergangsschulter und einen Diffusorverkleidungsübergang in Kombination mit einer hinten abschließenden, nach vorn gepfeilten Windhaube verwenden, um Grenzschichtluft aus dem Einlaß eines Flugzeugtriebwerks abzulenken. Die vorliegende Ausführungsform schaltet die Notwendigkeit für einen Grenzschichtableiter, ein Überbordbypassystem und ein Grenzschichtentnahmesystem aus, die bei konventionellen Lufteinführsystemen für Überschallflugzeuge derzeit benutzt werden. Die vorliegende Ausführungsform reduziert das Gewicht, die Kosten und die Komplexität der Flugzeuge. Diese Merkmale werden eliminiert, weil die Kompressionsfläche und die Windhaube synergistisch wirken, um die Fähigkeit einer passiven Grenzschichtablenkung zu schaffen.
Obwohl die vorliegende Erfindung im einzelnen beschrieben worden ist, versteht es sich, daß verschiedene Veränderungen, Substitutionen und Wechsel vorgenommen werden können, ohne den Geist und den Umfang der Erfindung zu verlassen, wie sie in den anliegenden Ansprüchen beschrieben sind.

Claims

1, System zum Ablenken von Grenzschichtluft aus dem Einlaß (10) eines Flugzeugmotors, mit einer Oberfläche (20), die mit dem Flugzeugrumpf einstückig ist und sich von diesem nach außen erhebt, und einer Verschlußkappe (30) am vorderen Ende des Motoreinlasses (10), dadurch gekennzeichnet, daß

die Verschlußkappe (30) einen hinteren Schließabschnitt (38) und einen Abschnitt mit Vorwärtspfeilung (39) aufweist, wobei die Verschlußkappe an den hintersten Punkten des Einlasses (10) gegen den Flugzeugrumpf schließt; und

die Oberfläche (20) aufweist:

eine feste, dreidimensionale Kompressionsoberfläche (72), die sich von dem Flugzeugrumpf nach außen zu dem Inneren des Einlasses (10) hin erhebt und am Einlaßinneren endet, wobei eine Übergangsschulter (73) am Ende der Kompressionsoberfläche (72) beginnt und ein variierendes Änderungsverhältnis der Oberflächenschräge relativ zu dem Ort auf der Oberflächenschräge der Übergangsschulter (73) in dem Einlaß (10) hat, wobei die Übergangsschulter (73) einen statischen Druckgradienten erzeugt, um die Menge der Grenzschichtluft zu erhöhen, die aus dem Flugzeugeinlaß (10) abgelenkt wird, und eine Diffusorverkleidung (74), die am Ende der Übergangsschulter (73) beginnt und allmählich in den Rumpf des Flugzeuges hinein abnimmt.

2. System zum Ablenken von Grenzschichtluft nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kompressionsoberfläche (72) ausgestaltet ist, um ein konischen Fließfeld am Einlaß (10) zu bilden.

3. System zum Ablenken von Grenzschichtluft nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kompressionsoberfläche (72) eine Vorderkante hat, die mit dem Flugzeugrumpf einstückig ist und sich vor dem Motoreinlaß (10) befindet.

4. System zum Ablenken von Grenzschichtluft nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Kompressionsoberfläche (72) einen Punkt im größten Abstand von dem Flugzeugrumpf an der Mitte des Einlasses (10) und innerhalb desselben hat.

5. System zum Ablenken von Grenzschichtluft nach einem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, daß die Kompressionsoberfläche (72) einen isentropischen Konus aufweist.

6. System zum Ablenken von Grenzschichtluft nach einem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, daß die Übergangsschulter (73) eine Oberfläche parallel zu der Rumpfoberfläche des Flugzeuges an dessen Ende hat.

7. System zum Ablenken von Grenzschichtluft aus einem Flugzeugmotoreinlaß gemäß einem vorhergehenden Anspruch, wobei die Übergangsschulter an der Minimalverengungsfläche des Einlasses endet, die Übergangsschulter (73) eine Oberflächenneigung von 0º an der Mitte der Übergangsschulter (73) hat und zunimmt, wenn sich die Oberfläche von der Mittellinie der Übergangsschulter (73) nach außen fortbewegt, und wobei ferner die Übergangsschulter (73) eine Oberfläche hat mit einem ersten Oberflächenabschnitt der Länge L&sub1; und einem zweiten Oberflächenabschnitt der Länge L&sub2;, wobei der erste Oberflächenabschnitt durch einen Bogen nach einem ersten Radius R&sub1; bestimmt ist und der zweite Oberflächenabschnitt durch einen Bogen nach einem zweiten Radius R&sub2; bestimmt ist, der Bogen nach R&sub1; durch R&sub1;, zentriert auf dem Ende der Kompressionsoberfläche (72), bestimmt ist und wobei der Bogen nach R&sub2; durch R&sub2;, zentriert auf der Minimalverengungsfläche des Einlasses unter Drehen zum Bilden eines konvexen zweiten Oberflächenabschnittes, bestimmt ist, und wobei der erste Oberflächenabschnitt je nach der Lage eine variierende Länge L&sub1; hat und der zweite Oberflächenabschnitt je nach der Lage eine variierende Länge L&sub2; hat und wobei ferner die Summe der Länge L&sub1; und L&sub2; gleich dem Abstand zwischen dem Ende der Kompressionsoberfläche (72) und der Minimalfläche des Einlasses (10) ist.

8. System nach Anspruch 7, wobei der maximale Oberflächenneigungswinkel 82 an einer beliebigen Stelle längs der Oberfläche der Übergangsschulter (73) eine Konstante ist entsprechend der Festlegung am Ende der Kompressionsoberfläche (72) für eine gegebene Lage.

9. System nach Anspruch 8, wobei das Ende der Kompressionsoberfläche (72) einen Oberflächenneigungswinkel θ&sub1; hat mit einem Maximum an einem gegebenen Ort und mit allmählicher Abnahme von dem gegebenen Ort.

10. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Radius R&sub1; und der zweite Radius R&sub2; bestimmt sind durch:

11. System nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß für einen ersten Ort L&sub2; = 0.

12. System nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß für einen zweiten Ort die zweite Länge L&sub2; definiert wird durch:

L&sub2; θ&sub2;/1,5 @ Φ = 55º

13. System nach Anspruch 12, wobei die zweite Länge L&sub2; für jeden anderen radialen Ort durch eine Regressionsanalyse zwischen L&sub2; an dem ersten Ort und L&sub2; an dem zweiten Ort bestimmt wird.

14. System nach Anspruch 12, wobei die zweite Länge L&sub2; bestimmt wird durch:

L&sub2; θ&sub2;/X @ Φ = 55º.

wobei X ein Zahlenwert größer als 1,5 ist.

15. System nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Länge L&sub2; bestimmt ist durch:

L&sub2; θ&sub2;/X @ Φ = 55º,

wobei X ein Zahlenwert kleiner als 1,5 ist.