Einrichtung zur Beeinflussung der Strömungsgrenzschicht bei Flugzeugen
mit einem ein Axialgebläse mit Zwischenentnahme enthaltenden Rückstoßantrieb Bei
Luftfahrzeugen, insbesondere Flugzeugen, -ist es bereits vorgeschlagen worden, die
an Begrenzungswänden, insbesondere an Tragflügeln, entlang strömende Grenzschicht
anden. Stellen, woeine Störung derStrömung durch Ablösen der Grenzschicht zubefürchten
ist, durch Absaugen der Strömungsgrenzsdh.icht oderd urdhAus blasen von-Luft in
sie zu hesei;tigen. Man hat auch .schon vorgeschlagen, Absaugen und Ausblasen gleichzeitig
vorzunehmen, insbesondere dort, wo.sich die I3eeinflussung über eine verhältnismäß
große Länge erstrecken soll, wie beispielsweise bei Flugzeugtragflügeln, an deren
Hinterkante Verstellklappen angeordnet sind, die bei bes ti mmten Flugzuständenei
ne starkeAnstellung erfahren. In solchen Fällen wird auf dem einen Teil des Tragflügels
durch Anschluß von Öffnungen an die Saugseite eines von einem Motor a;ngetniebenen
besonderen Gebläses eine Grenzschichtabsaugung vorgenommen. An die andere, die Förderseite
des Gebläses werden die auf den übrigen Teil des Tragflügels verteilten Luftausblasöffnungen
angeschlossen.Device for influencing the flow boundary layer in aircraft
with a recoil drive containing an axial fan with intermediate extraction
Aircraft, especially airplanes, - it has already been proposed that
Boundary layer flowing along boundary walls, in particular on airfoils
to the. Places where a disturbance of the flow by detachment of the boundary layer is to be feared
by sucking off the flow limit or by blowing air in
to hold them back. It has also already been suggested that suction and blowing out at the same time
to be carried out, especially where the I3einfluence is over a proportionately
to extend great length, such as in aircraft wings, at the
Rear edge adjustment flaps are arranged, which in certain flight conditionsei
experienced a strong job. In such cases it will be on one part of the wing
by connecting openings to the suction side of one driven by a motor
special blower made a boundary layer suction. To the other, the funding side
of the fan are the air outlet openings distributed over the rest of the wing
connected.
Die Erfindung betrifft eine besonders vorteililiafte Maßnahme zum
Beeinflussen der Strömungsgrenzschieht bei Flugzeugen,
welche mit
einem Rückstoßatitriel> versehen sind. Ein solcher liücI:St(11.i:illtrleli bestellt
aus einem mehrstufigen Gebläse, welches Luft verdichtet und beispielsweise in eine
Dreiiii-Icamnier fördert, «-a diese Luft zusammen finit in die Breinikaminer eingespritztem
Brennstoff verbrannt wird. Die@-crürennungsgase treten aus der Brennhammer entweder
unmittelbar über eine Rückstoßdü se unter Abgabe von Rückstoßleistung ins Freie
aus, oder sie werden vor Eintritt in die Ausströrndüse in einer Gasturbine unter
Abgabe mechanischer Arbeit teilweise entspannt. 111 dem zuletzt erwähnten Fall wird
der Luftverdichter zweckmäßig von der Turbine. welche auch gleichzeitig noch zum
Antrieb einer Luftschraube dienen kann, angetrieben, während bei unmittelbarem Anschluß
der Düse an die Brennkammer ein besonderer Antriebsmotor für den Luftverdichter
vorzusehen ist. Rückstoßanlagen dieser Art werden im allgemeinen für Gleichdruckverbrennung
eingerichtet, so daß der Brennkammer immer, d. h. bei jeder Flughöhe, Luft mit einem
bestimmten Druck zugeführt werden muß.The invention relates to a particularly advantageous measure for
Influencing the flow boundary occurs in aircraft,
which with
a recoil atitriel> are provided. Such a liücI: St (11.i: illtrleli ordered
from a multi-stage fan, which compresses air and, for example, into a
Dreiiii-Icamnier promotes, «-a this air together finitely injected into the Breinikaminer
Fuel is burned. The @ -crürisierungsgase exit the hammer either
directly via a recoil nozzle with output of recoil power into the open
from, or they are under before entering the exhaust nozzle in a gas turbine
Delivery of mechanical work partially relaxed. 111 becomes the last mentioned case
the air compressor expediently from the turbine. which also at the same time to the
Propulsion of a propeller can be used, driven while with direct connection
the nozzle to the combustion chamber is a special drive motor for the air compressor
is to be provided. Recoil systems of this type are generally used for constant pressure combustion
set up so that the combustion chamber always, d. H. at any altitude, air with one
a certain pressure must be supplied.
Zur Lieferung der erforderlichen Druckluft und zur Erzeugung des erwünschten
Druckes hat man bei solchen Rückstoßanlagen schon mehrstufige AxiaIgebläsevorgeschlagen,
deren Leistung nach den Betriebsbedingungen des Flugzeugantriebes in den verschiedenen
Höhen durch einen an geeigneter Stelle des Gebläses angeordnete regelbare Zwischenentnahme
geregelt werden kann. Bei geringen Flughöhen liefert dabei der Teil des Axialgebläses,
der hinter der Zwischenentnahmestelle liegt, allein die im Mindestfalle, d. h. bei
geringen Flughöhen, erforderliche Luftmenge, wobei die Zwischenentnahme vollständig
geöffnet ist. In großen Höhen da-egen ist die .Zwischenentnahme vollkommen geschlossen,
so daß dem hinter der Zwischenentnahme liegenden Gebläseteil Luft zuströmt, welche
bereits von dem vor der Entnahmestelle liegenden Gebläseteil vorverdichtet wurde.To supply the required compressed air and to generate the desired one
Multi-stage axial blowers have already been proposed for such recoil systems,
their performance according to the operating conditions of the aircraft drive in the various
Heights through a controllable intermediate removal arranged at a suitable point on the blower
can be regulated. At low altitudes, the part of the axial fan delivers
which is located behind the intermediate withdrawal point, only the minimum, d. H. at
low altitudes, required amount of air, with the interim extraction completely
is open. At great heights, the .intermediate removal is completely closed,
so that the fan part located behind the intermediate removal air flows which
has already been pre-compressed by the fan section located in front of the extraction point.
Aus der vorstehend geschilderten Betriebsweise eines Rückstoßantriebes
mit Gleichdruckverbrennung geht hervor, daß der vor der Zwischenentnahmestelle liegende
Gebläse- k teil nur in großen Flughöhen für den Rückstoßantrieb zur Wirkung kommt,
während er in geringen Flughöhen hierfür überflüssig ist. Nach der Erfindung soll
nun der für die DruckIufterzeugung des RückstoBantriebes in geringen Flughöhen dicht
erforderliche Teil des Gebläses zur Absaugung der Strömungsgrenzschicht bzw.
zum Ausblasen von Luft in die Strömungsgrenzschicht herangezogen werden.The above-described mode of operation of a recoil drive with constant pressure combustion shows that the blower part located in front of the intermediate extraction point is only effective for the recoil drive at high altitudes, while it is superfluous for this purpose at low altitudes. According to the invention, the part of the blower that is tightly required for the generation of pressure by the recoil drive at low altitudes is to be used to extract the flow boundary layer or to blow air into the flow boundary layer.
Die Erfindung betrifft also die Schaffung einer Einrichtung zur Beeinflussung
der 1ti-C)iiitiii"sgreniscliiclit durch Absaugen tiiiel .lusbla@en von Luft 1)ci
solchen Flugzeugen, 11i2 durch einen ein Axialgel>l<ise finit
zwischenentnahme
enthaltenden Rüciatoi'-antricaf an .getrieben werden. Erfindungsgemäl:@ wird dies
dadurch erreicht, claß die zum Absaugen =ler Strömungsgrenzschicht vorgesehenen
Üffnungen in der Flugzeugwand ; 1i die Saugseite des in geringen Hi?hen an der Luftlieferung
zum Rückstoßantrieb nicht beteiligteil Ge-bläseteiles, und die entsprechenden Luftausl>lasöitnungeii
in der Flugzeugwand all die Förderseite dieses GebläseteiIes angeschlossen werden.The invention thus relates to the creation of a device for influencing the 1ti-C) iiitiii "sgreniscliiclit by suction tiiiel .lusbla @ s of air 1) ci such aircraft, 11i2 containing a by a Axialgel> l <ise finit between the removal Rüciatoi'-to antricaf According to the invention, this is achieved in that the openings in the aircraft wall provided for suctioning off the flow boundary layer; so that all of the delivery side of this blower part can be connected in the aircraft wall.
Die Erfindung ist in einem Ausführungsbeispiel in der Zeichnung dargestellt,
welche den Teilgrundriß eines Flugzeuges mit einem mit :Mittellängsschnitt dargestellten
Rückstoßantriebsgerät zeigt.The invention is shown in one embodiment in the drawing,
which shows the partial plan of an aircraft with a with: center longitudinal section
Recoil propulsion device shows.
Das in der Zeichnung dargestellte, an dem Flugzeugflügel 45 befestigte
Rückstoßantriebsgerät besteht aus einem mehrstufigen Axialgehläse, dessen Rotor
i undrehbar auf einer Welle 2 befestigt ist, die in den Lagern 3, 4 des Gehäuses
5 geführt ist. Die auf dem Rotor i sitzenden Schaufelreihen sind in zwei Gruppen
6a bis 6h und 711 bis 7't unterteilt. Die von diesen Schaufeln beim Drehen des Rotors
i über eine Öffnung $ an ! der Stirnseite des Gehäuses 5 angesaugte und verdichtete
Luft gelangt nach dem Austritt aus der letzten Schaufelreihe 7d in eine Brennkammer
g, in welcher sie den bei io eingespritzteil Brennstoff verbrennen hilft. Die Verbrennungsgase
strömen dann- über Laufschaufeln i i eines ebenfalls auf der Welle 2 undrehbar festsitzenden
Turbinenläufers 1a in eine Austrittsdüse 13, aua welcher sie unter Abgabe
von Rückstol3-leistung ins Freie austreten. An ihrem vorderen Ende trägt die Welle
a eine Luftschraube i.4. Zwischen den beiden Schaufelreihengruppen 6a bis 6h und
7a bis 7d des Verdichters i ist im Gelläuse5 eine steuerbare Abzweigung in Gestalt
eines durch ein Aus-Iaßventil 15 beherrschten Rohrstutzens 16 vorgesehen,
welche den Zweck hat, entweder beide Schaufelgruppen 6a bis 611 und
7" bis 7«'
in großen Flughöhen entsprechend .dem dort herrschenden
niedrigen Außendruck oder nur die eine 7a bis 7d für die '#"erdichtung der angesaugten
Luft in geringen Höhen heranzuziehen. jenseits des Ventils 15 schließt sich
an den Entnahmestutzen 16 eine Rohrleitung 17 an, durch welche bei geöffnetem
Ventil l5 ein Teil der von der Schaufelgruppe 611 bis 611 angesaugten und verdichteten
Luft abgeleitet wird. Die Druckleitung 17 steht mit LuftausblasölFnungen .1o an
der Hinterkante des Tragflügels .15 in Verbindung. Dagegen sind Luftansatigöffnungen
41 an anderer Stelle der
Hinterkante des Tragflügels .15 über eine
Luftleitung 4.2 an den vorn vorderen Teil io des Gehäuses 5 umschlossenen Saugraum
18 des Verdichters angeschloissen. Auf der Welle 2 .sitzt innerhalb des Ansaugraumes
18 verschiebbar, aber in bezug auf das Gehäuse 5 undrehbar geführt,- ein Verschlußstück2o
für die Öffnung 8 des Gehäuseteiles i9. Durch dieses Verschlußstück 2o soll die
Öffnung 8 dann ganz oder zum Teil abgeschlossen werden, wenn die von der Schaufelgruppe
6° bis 6h zu fördernde Luft über die Leitung q.2 von den Grenzschichtabsaugschlitzen
41 her angesaugt werden soll. Dies -iist immer dann der Fall, wenn durch die Schlitze
q.o Luft in die Grenzschicht ausgeblasen wird, also wenn das Ventil 15 geöffnet
ist Um die Verstellbewegungen .des Verschlußstückes 2o und des Ventils 15 in zwangläufigem
Zusammenhang zu bringen, sind diese beiden Teile in folgender Weise kinemati,seh
verbunden: An dem mit dem -Verschluß,stüek 2o einheitlich zusammengefaßten Ansatzstück
21 ist eine Stange 22 angelenkt, die mit dem einen Arm 23 eines im Schwenkpunkt
2.4 am Gehäuseteil i9 festgelegten Winkelhebels 23, 25 verbunden ist. Der Arm 25
des Winkelhebels ist über eine Stange 26 mit dem einen Arm 27 eines dreiarmigen
Hebels 27, 28, 29 gelenkig verbunden, der in einem am Flugzeug festliegenden Punkt
30 schwenkbar gelagert ist. An dem Arm 28 dieses Hebels ist über ein Gelenkstück
31 der Schaft 32 des Ventils 15 angeschlossen, während@ am Arm 29 ein vom Führersitz
a-us zu verstellendes Gestänge 33 angreift. Auf diese Weise wird erreicht, daß bei
Schwenkung das dreiarmigen Hebels 27, 28, 29 entgegengesetzt dem Drehsinn des Uhrzeigers
(Pfeil a in der Abbildung) in die mit gestrichelten Linien dargestellte Lage das
Verschlußstück 20 eine Verschiebung in die ebenfalls mit gestrichelten Linien dargestellte
Lage 2ö erfährt, in welcher es die oltnuii#,r 8 kles (sehütiseteiles l() aladeckt.
hhichzcitig wird Glas Ventil i; iu die in.it gestrichelten Linien dar-e,tcllte I_agc
15' vr-rste-llt, in welcher der Stutzen ili finit der Rohrleitung 17 in @"erl@indung
steht.The recoil drive device shown in the drawing and fastened to the aircraft wing 45 consists of a multi-stage Axialgehläse, the rotor i of which is non-rotatably fastened on a shaft 2 which is guided in the bearings 3, 4 of the housing 5. The rows of blades on the rotor i are divided into two groups 6a to 6h and 711 to 7't. The blades of these blades when the rotor i rotates through an opening $ an! Air sucked in and compressed on the end face of the housing 5 passes after exiting the last row of blades 7d into a combustion chamber g, in which it helps burn the fuel injected at io. The combustion gases then flow via rotor blades ii of a turbine rotor 1a , which is also non-rotatably fixed on the shaft 2, into an outlet nozzle 13, from which they emerge into the open with the release of recoil power. At its front end, the shaft a carries a propeller i.4. Between the two blade row groups 6a to 6h and 7a to 7d of the compressor i, a controllable branch in the form of a pipe socket 16 controlled by an outlet valve 15 is provided in the Gelläuse5, which has the purpose of either serving both blade groups 6a to 611 and 7 " to 7 "'' At high altitudes according to the low external pressure prevailing there or only use the one 7a to 7d for the '#' sealing of the sucked in air at low altitudes. Beyond the valve 15 a pipe 17 is adjacent to the dispensing nozzle 16 through which with the valve open part l5 is derived the aspirated and the paddle group 611-611 compressed air. The pressure line 17 is connected to air discharge oil openings .1o on the trailing edge of the wing .15. On the other hand, air intake openings 41 at another point on the trailing edge of the wing 15 are connected via an air line 4.2 to the suction chamber 18 of the compressor, which is enclosed in the front part io of the housing 5. On the shaft 2 .sits within the suction space 18, but is guided in a non-rotatable manner with respect to the housing 5, - a closure piece 2o for the opening 8 of the housing part 19. The opening 8 should then be completely or partially closed by this closure piece 2o when the air to be conveyed by the blade group 6 ° to 6h is to be sucked in via the line q.2 from the boundary layer suction slots 41. This is always the case when air is blown through the slots qo into the boundary layer, i.e. when the valve 15 is open Way kinemati, visually connected: A rod 22 is articulated on the extension piece 21 that is uniformly combined with the closure, piece 2o, which is connected to one arm 23 of an angle lever 23, 25 fixed in the pivot point 2.4 on the housing part i9. The arm 25 of the angle lever is articulated via a rod 26 to one arm 27 of a three-armed lever 27, 28, 29 which is pivotably mounted at a point 30 fixed on the aircraft. The shaft 32 of the valve 15 is connected to the arm 28 of this lever via a hinge piece 31, while a linkage 33 to be adjusted from the driver's seat acts on the arm 29. In this way it is achieved that when pivoting the three-armed lever 27, 28, 29 counter to the clockwise direction of rotation (arrow a in the figure) into the position shown with dashed lines, the locking piece 20 is shifted into the position 20, also shown with dashed lines learns in which it is the oltnuii #, r 8 kles (sehütiseteiles l () aladeckt.hichzcitig is the glass valve i; iu the in.it dashed lines shown, tcllte I_agc 15 ', in which the connecting piece ili finite of the pipe 17 in @ "is @ indung.