DE102020106226A1

DE102020106226A1 - Engine arrangement, engine cowling and engine nacelle with thrustfoils and aircraft with engine arrangement, an engine cowling or an engine nacelle with thrustfoils

Info

Publication number: DE102020106226A1
Application number: DE102020106226.5A
Authority: DE
Inventors: Anmelder Gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2019-03-06
Filing date: 2020-03-06
Publication date: 2020-09-10

Abstract

Ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel (RF), der mit Abstand (D) zur Triebwerksgondel (G) an dieser befestigt ist, und dieser zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel (RF) die Triebwerksgondel (G) zumindest abschnittsweise umgebend in einem Bereich angeordnet ist, indem sich der Luftmassenstrom im Flug im Rahmen des Stromlinienfeldes durch die Verdrängungs- und Richtungswirkung der Triebwerksgondel (G) zumindest abschnittsweise richtungsverschieden zur Flugrichtung (FR) bewegt, und dieser Ringflügel (RF) unter lokaler Anströmung (A) dieses von der Flugrichtung (FR) richtungsverschiedenen Luftmassenstroms eine resultierende Luftkraft (LK) erzeugen kann, die eine in Flugrichtung (FR) wirksame Kraftkomponente (VOR) enthält so, dass die in Flugrichtung (FR) wirksame Kraftkomponente (VOR) auf die Triebwerksgondel (G) entgegen ihrer Widerstandskraft (W) vortriebswirksam wirkt.A ring vane (RF) designed at least in sections, which is fastened to the engine nacelle (G) at a distance (D), and this ring vane (RF), which is embodied at least in sections, is arranged at least partially surrounding the engine nacelle (G) in an area in which the air mass flow in flight within the streamlined field due to the displacement and directional effect of the engine nacelle (G) moves at least in sections in different directions to the flight direction (FR), and this ring wing (RF) with local flow (A) this air mass flow which is different from the flight direction (FR) can generate a resulting air force (LK) that contains a force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) so that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) acts on the engine nacelle (G) against its drag force (W) .

Description

Motorisierte Luftfahrzeuge verfügen zumeist über ein oder mehrere Triebwerke, die mit für den notwendigen Antrieb und Vortrieb des Luftfahrzeuges am Boden und in der Luft sorgen.Motorized aircraft mostly have one or more engines that provide the necessary propulsion and propulsion of the aircraft on the ground and in the air.

Für die Anordnung dieser Triebwerke gibt es verschiedene Möglichkeiten. So können die Triebwerke oder das Triebwerk in wenigsten einer der Bauteilkomponenten Rumpf, Flügel oder im Leitwerk untergebracht sein.There are various options for arranging these engines. Thus, the engines or the engine can be accommodated in at least one of the component parts of the fuselage, wings or in the tail unit.

Zumeist sind die Triebwerke aber, zumindest zum Teil, außerhalb dieser Komponenten untergebracht.Most of the time, however, the engines are, at least in part, housed outside these components.

Um einen geringen Strömungswiderstand für das Flugzeug mitsamt Triebwerk zu erreichen sind die Triebwerke in Triebwerksgondeln untergebracht oder jedenfalls zum Teil mit Triebwerksverkleidungen umgeben. Dabei kann es sein, dass diese Verkleidungen zu einer oder mehreren Komponenten des Flugzeuges überblenden z.B. zum Rumpf, zum Flügel oder zum Leitwerk. Dies erfolgt auch hier mit der Zielsetzung, einen vorteilhaft niedrigen Strömungswiderstand zu erreichen und die Oberflächenkontur des Flugzeuges möglichst gut aerodynamisch auszugestalten.In order to achieve a low flow resistance for the aircraft including the engine, the engines are housed in engine nacelles or at least partially surrounded by engine cowlings. It can be the case that these claddings fade into one or more components of the aircraft, e.g. to the fuselage, to the wing or to the tail unit. This is also done here with the aim of achieving an advantageously low flow resistance and designing the surface contour of the aircraft as aerodynamically as possible.

Da es sich zumeist um luftatmende Triebwerke handelt, wird über Einläufe und Luftzuführungen Luft dem Triebwerk zugeführt, diese Luft durchläuft das Triebwerk dann im Rahmen des thermodynamischen Vortriebsprozesses und kehrt über Luftauslässe bzw. Schubdüsen wieder in die umgebende Außenatmosphäre zurück.Since the engines are mostly air-breathing, air is fed to the engine via inlets and air inlets, this air then passes through the engine as part of the thermodynamic propulsion process and returns to the surrounding atmosphere via air outlets or thrusters.

Nur in seltenen Fällen sind die Triebwerke ganz komplett im Flügel, Rumpf oder Leitwerk untergebracht. Aber selbst in diesen seltenen Fällen reichen zumeist die Lufteinlässe, Luftauslässe bzw. Schubdüsen über Verkleidungen geführt hin bis zur Außenhaut des Flugzeuges nach außen, wo sie als Öffnungen zur Außenatmosphäre erscheinen.Only in rare cases are the engines completely housed in the wing, fuselage or tail unit. But even in these rare cases, the air inlets, air outlets or thrust nozzles usually extend outwards via cladding to the outer skin of the aircraft, where they appear as openings to the outside atmosphere.

Ein Luftfahrzeug bewegt sich relativ zum Fluid Luft. In dessen Zuge wird es im Betrieb vom Fluid Luft unter Geschwindigkeit umspült.An aircraft moves relative to the fluid air. During operation, the fluid air flows around it at speed.

In den überwiegenden Fällen ist es dabei generell so, dass die Triebwerksgondeln, in denen Triebwerke eingebracht sind bzw. die Triebwerksverkleidungen, die das Triebwerk umgeben, insbesondere auch durch ihr Eigenvolumen, im Flugbetrieb auf das umgebende Fluid eine Verdrängungswirkung ausüben.In the majority of cases it is generally the case that the engine nacelles in which engines are installed or the engine cowlings that surround the engine, in particular also due to their own volume, exert a displacement effect on the surrounding fluid during flight operations.

Unter anderem führt dies dazu, dass zum Beispiel die Triebwerksgondeln als Stromkörper, aber auch die Triebwerksverkleidungen, unter Bewegung im Fluid - so zum Beispiel während des Fluges - einen Strömungswiderstand erfahren. Dieser Strömungswiderstand dieser Komponenten setzt sich dabei aus verschiedenen Widerstandsarten z.B. Reibungswiderstand, Form- bzw. Druckwiderstand, Wellenwiderstand etc. zusammen und ist bei Flugzeugen in seiner Gesamtheit nicht unerheblich und von daher leistungserheblich. Bei Verkehrsflugzeugen kann es erfahrungsgemäß sein, dass die Triebwerksgondeln etwa 9-16% des Gesamtwiderstandes des Flugzeuges ausmachen. Aber auch bei anderen Luftfahrzeugen, so zum Beispiel bei Hubschraubern, bei Raketen und bei Luftschiffen stellen die Triebwerksverkleidungen bzw. Triebwerksgondeln einen ganz nennenswerten Anteil des Gesamtwiderstandes dar.Among other things, this means that, for example, the engine nacelles as flow bodies, but also the engine cowlings, experience a flow resistance under movement in the fluid - for example during flight. This flow resistance of these components is made up of different types of resistance, e.g. Frictional resistance, form or pressure resistance, wave resistance, etc. together and is not inconsiderable in its entirety in aircraft and therefore significant in terms of performance. In the case of commercial aircraft, experience has shown that the engine nacelles account for around 9-16% of the aircraft's total drag. But also in other aircraft, for example in helicopters, rockets and airships, the engine cowlings or engine nacelles represent a significant part of the total resistance.

Da es sich zumeist um luftatmende Triebwerke handelt, wird auch dem Triebwerk selbst über Einläufe und Luftzuführungen Luft zugeführt, diese Luft durchläuft das Triebwerk dann im Rahmen des thermodynamischen Vortriebsprozesses und kehrt über Luftauslässe bzw. Schubdüsen wieder in die umgebende Außenatmosphäre zurück. Auch beim Durchströmen des Triebwerkes selbst entsteht Widerstand, der jedenfalls die Schuberzeugung des Triebwerkes effektiv leicht herabsetzt. Im Falle von Triebwerken, bei denen der Oxidator mitgeführt und eingespritzt wird, wie das bei Raketentriebwerken oft der Fall ist, entsteht Widerstand beispielsweise beim Durchströmen der Schubdüse.Since the engines are mostly air-breathing, air is also supplied to the engine itself via inlets and air inlets; this air then passes through the engine as part of the thermodynamic propulsion process and returns to the surrounding atmosphere via air outlets or thrusters. Even when flowing through the engine itself, resistance arises, which in any case effectively slightly reduces the thrust generation of the engine. In the case of engines in which the oxidizer is carried along and injected, as is often the case with rocket engines, resistance arises, for example, when flowing through the thrust nozzle.

Die Erfindung stellt sich die Aufgabe den Strömungswiderstand des Triebwerkes, der Triebwerksgondeln und etwaiger Triebwerksverkleidungen herabzusetzen und somit Triebwerksgondeln bzw. ein Flugzeug mit diesen oder mit wenigstens Triebwerksverkleidungen zu schaffen, dass sich durch eine bisher unbekannte Bauart und durch eine vorteilhaft verbesserte Aerodynamik bei geringerem Widerstand auszeichnet.The object of the invention is to reduce the flow resistance of the engine, the engine nacelles and any engine fairings and thus to create engine nacelles or an aircraft with these or at least engine fairings that is characterized by a previously unknown design and advantageously improved aerodynamics with lower resistance .

Dem Stand der Technik ist es bekannt, in den Abmessungen die Triebwerksgondel möglichst kompakt klein zu halten, um insgesamt eine niedrigere vom Fluid bespülte Oberfläche der Triebwerksgondel zu erreichen und eine niedrigere Verdrängungswirkung dieser im Fluid. Dies beides führt im Normalfall zu einem niedrigen Strömungswiderstand der Triebwerksgondel.It is known from the prior art to keep the engine nacelle as compact as possible in terms of its dimensions, in order to achieve an overall lower surface of the engine nacelle that is flushed by the fluid and a lower displacement effect of this in the fluid. Both of these normally lead to a low flow resistance of the engine nacelle.

Allerdings steht diese Methode im Widerspruch zur technischen Entwicklung und zu der Forderung des Flugzeuges nach einer Steigerung der Effizienz bei der Schub- und Vortriebserzeugung. Diese verlangt nämlich nach deutlich effizienteren Triebwerken einer anderen Bauart. Diese weisen ein hohen Nebenstromverhältnis und einen deutlich größeren Eintrittsdurchmesser auf. Entsprechend größer fällt auch die umgebende Triebwerksgondel aus, sowohl von ihrem Durchmesser, der bespülten Oberfläche, als auch von ihrer Verdrängungswirkung im Fluid. In Folge erzeugen die Triebwerkgondeln moderner Triebwerke im Allgemeinen sogar deutlich mehr Strömungswiderstand, was die Wirkung der effizienteren Triebwerke auf Flugzeugebene in der Gesamtwirkung wieder herabsetzt. Eine Faustregel im Flugzeugentwurf ist hierbei, dass der Widerstand der Triebwerksgondel mit dem Quadrat des Eintrittsdurchmessers zunimmt.However, this method contradicts the technical development and the aircraft's demand for an increase in efficiency in the generation of thrust and propulsion. This calls for significantly more efficient engines of a different design. These have a high bypass flow ratio and a significantly larger inlet diameter. The surrounding engine nacelle is correspondingly larger, both on their diameter, the flushed surface, and on their displacement effect in the fluid. As a result, the engine nacelles of modern engines generally even generate significantly more flow resistance, which reduces the overall effect of the more efficient engines at aircraft level. A rule of thumb in aircraft design is that the resistance of the engine nacelle increases with the square of the inlet diameter.

In der Forschung diskutiert wird die Möglichkeit, die Umströmung der Triebwerksgondeln und Triebwerksverkleidungen über möglichst lange Laufstrecken laminar zu halten. Dies wird erreicht durch eine möglichst glatte Oberfläche mit niedrigen positiven Druckgradienten in Strömungsrichtung oder durch aktive Maßnahmen der Strömungsbeeinflußung.The research is discussing the possibility of keeping the flow around the engine nacelles and engine cowlings laminar over the longest possible routes. This is achieved by a surface that is as smooth as possible with low positive pressure gradients in the direction of flow or by active measures to influence the flow.

Diese aktiven Maßnahmen arbeiten mit der Einsaugung oder Ausblasung von Fluid, um ein vorzeitiges Ablösen der Strömung zu vermeiden. Nachteil dieser Maßnahmen ist es, dass im Allgemeinen eine aufwendige Infrastruktur für diese Maßnahmen an Bord benötigt wird (Pumpen, Gebläse, Leitungsnetzwerk, Regelungselektronik etc.), die komplex ist, nennenswert Mehrgewicht aufweist und verschmutzungsempfindlich sein kann. Darüberhinaus ist die Wirkung dieser Maßnahmen zur Widerstandsreduzierung im Vergleich zu ihrem Zusatzgewicht und zu ihrer Zusatzkomplexität gering.These active measures work by sucking in or blowing out fluid in order to prevent the flow from breaking off prematurely. The disadvantage of these measures is that, in general, a complex infrastructure is required for these measures on board (pumps, fans, line network, control electronics, etc.), which is complex, has noticeably additional weight and can be sensitive to contamination. In addition, the effect of these measures to reduce drag is small compared to their additional weight and their additional complexity.

Zum Senken des effektiven Strömungswiderstandes beim Durchströmen des Fluids durch das Triebwerk sind, abgesehen von einer Verbesserung der Oberflächenqualität der durchströmten Komponenten keine technisch wirksamen Maßnahmen bekannt.Apart from an improvement in the surface quality of the components through which the flow passes, no technically effective measures are known to lower the effective flow resistance when the fluid flows through the engine.

Bei Flugzeugen ist es bekannt den Strömungswiderstand des auftriebserzeugenden Flügels durch das Anbringen von Winglets vorteilhaft herabzusetzen, was an dieser Stelle in Folge kurz erklärt wird.In aircraft, it is known to advantageously reduce the flow resistance of the lift-generating wing by attaching winglets, which will be briefly explained at this point.

Bekanntermaßen sind bei einem Flächenflugzeug die Tragflächen bestimmungsgemäß notwendig, um im Flug eine Druck- und Auftriebsverteilung im Fluid zu induzieren, die allgemein hin als Auftriebskraft verstanden wird und das Flugzeug im Flug zu tragen vermag. Dazu erzeugt die Tragflächenanordnung unter Relativgeschwindigkeit zum Fluid einen Unterdruck auf ihrer Oberseite und einen Überdruck auf ihrer Unterseite, in dessen Folge die Tragfläche als dynamischer Auftriebskörper eine vertikale Kraft nach oben erfährt, die als Auftrieb Wirkung entfaltet. Durch die gegensätzliche Druckdifferenz zwischen Ober- und Unterseite der Tragfläche besteht jedoch im Fluid von Natur her das Bestreben, insbesondere an den äußeren Tragflächenenden einen Druckausgleich herbeizuführen.It is known that in a fixed-wing aircraft, the wings are required in order to induce a pressure and lift distribution in the fluid during flight, which is generally understood as a lift force and is able to carry the aircraft in flight. For this purpose, the wing arrangement generates a negative pressure on its upper side and an overpressure on its underside at relative speed to the fluid, as a result of which the wing, as a dynamic buoyancy body, experiences a vertical force upwards, which unfolds as a lift effect. Due to the opposing pressure difference between the top and bottom of the wing, however, there is a natural tendency in the fluid to equalize pressure, particularly at the outer ends of the wing.

Dieser Druckausgleich kann in einem bestimmten Maße durch die Winglets an den Tragflächenenden verhindert werden, die in gewisser Weise wie ein Zaun begrenzend am Tragflächenrand einwirken und den Druckausgleich erschweren.This pressure equalization can be prevented to a certain extent by the winglets at the wing ends, which act like a fence on the edge of the wing and make pressure equalization more difficult.

Dennoch ist über die Tragflächenenden, auch im Falle von Winglets, nach wie vor ein nennenswerter Druckausgleich vorhanden, der auf der Oberseite der Tragfläche zu einer Geschwindigkeit-Strömungskomponente in Spannweitenrichtung zur Flächenwurzel bzw. zum Rumpf hin führt. Überlagert man diese Strömungskomponente mit der Anströmung des Flugzeuges, also im Wesentlichen mit der Fluggeschwindigkeit, so ergibt sich im Bereich der Tragflächenenden eine resultierende Anströmung d.h ein resultierender Anströmungsvektor, der zur Flugrichtung hin des Flugzeuges schräg, das heißt in einem Winkel zur Flugrichtung, erfolgt.Nevertheless, there is still a significant pressure equalization over the wing tips, also in the case of winglets, which leads to a velocity-flow component on the upper side of the wing in the direction of the wing span towards the surface root or the fuselage. If this flow component is superimposed with the flow towards the aircraft, i.e. essentially with the flight speed, a resulting flow results in the area of the wing tips, i.e. a resulting flow vector that is inclined to the direction of flight of the aircraft, i.e. at an angle to the direction of flight.

Das Winglet ist nun auf eine weitere besondere Weise dazu geeignet, diese Besonderheit der Schräganströmung in Bezug zur Flugrichtung an den Tragflächenenden vorteilhaft zu nutzen, um den Strömungswiderstand des Flugzeuges nachhaltig zu reduzieren.The winglet is now suitable in a further special way to advantageously use this special feature of the inclined flow in relation to the direction of flight at the wing ends in order to reduce the flow resistance of the aircraft over the long term.

Das Winglet ist dazu in seinem Aufbau wie ein kleiner Tragflügel entsprechend so gestaltet, dass es durch Anstellung in Bezug zur Anströmung, durch geeignete Profilierung mit einem Tragflügelprofil oder auch durch Zusammenwirkung dieser Maßnahmen geeignet ist, eine strömungsbedingte Auftriebskraft zu erzeugen, die gemäß den Grundsätzen der Auftriebserzeugung zunächst einmal rechtwinklig zur Anströmung gerichtet ist.The winglet is designed like a small wing in such a way that it is suitable to generate a flow-related lift force by adjusting it in relation to the flow, by suitable profiling with a wing profile or by the interaction of these measures, which according to the principles of Buoyancy generation is initially directed at right angles to the flow.

Da das Winglet allerdings ebenso wenig wie eine Tragfläche vollständig ideal noch reibungsfrei arbeitet ,entfaltet sich im selben Zuge eine Widerstandskraft des Winglets, die grundsätzlich in dieselbe Richtung wie die Anströmung gerichtet ist und aus Bestandteilen von Reibungs- Druck und auftriebsbedingtem Widerstand besteht. In Zusammenwirkung der beiden Kraftkomponenten Auftrieb- und Eigenwiderstandskraft des Wingelts entsteht letztendlich eine Luftkraftresultierende, die nun etwas mehr als 90° auf der Anströmung des Winglets steht. Da das Winglet aber im Bereich der Tragflächenenden nennenswert schräg zur Flugrichtung angeströmt wird, kann es ebenfalls durch Schrägplazierung an den Tragflächenenden so ausgerichtet werden, dass die Luftkraftresultierende des Wingelts eine Kraftkomponente in Flugrichtung erzeugt. Diese Kraftkomponente wirkt damit in Flugrichtung schubwirksam und sorgt dafür, dass der Gesamtwiderstand des Flugzeuges herabgesetzt werden kann. Winglets bilden somit eine spezielle erweiternde Ausformung der Tragflächenenden dar, die ohne nennenswerten Spannweitenzusatz die effektive Streckung des Flugzeuges zu erhöhen verhelfen und den Widerstand herabsetzen.Since the winglet, like a wing, does not work completely ideally and without friction, a drag force of the winglet develops at the same time, which is basically directed in the same direction as the flow and consists of components of friction pressure and lift-related drag. The interaction of the two force components of the wingelt's buoyancy and resistance force ultimately results in an air force that is now slightly more than 90 ° on the flow towards the winglet. Since the winglet is flown against the direction of flight in the area of the wing tips, it can also be aligned by inclined placement on the wing tips so that the air force resulting from the wingelt generates a force component in the direction of flight. This force component has a thrust effect in the direction of flight and ensures that the overall resistance of the aircraft can be reduced. Winglets thus form a special widening shaping of the wing tips, which help to increase the effective aspect ratio of the aircraft and reduce the drag without any significant addition of the wingspan.

Die Winglets nutzen dabei die spezielle Schräganströmung zur Flugrichtung an den Tragflächenenden aus, um damit eine schubwirksame und widerstandsverringernde Kraftkomponente in Flugrichtung zu erzeugen, die die Leistung des Luftfahrzeuges im Betrieb nennenswert zu verbessern vermag.The winglets use the special inclined flow to the direction of flight at the wing ends in order to generate a thrust-effective and resistance-reducing force component in the direction of flight, which can significantly improve the performance of the aircraft in operation.

Winglets setzen dabei dem Stand der Technik nach am Flügel an, um den Widerstand des Flugzeuges vorteilhaft zu verringern.According to the state of the art, winglets are attached to the wing in order to advantageously reduce the aircraft's drag.

Aber wie eingangs beschrieben führt das Umströmen von Triebwerksgondeln und Triebwerksverkleidungen sowie des Triebwerks selbst zu einem nennenswerten Anteil am Gesamtwiderstand des Flugzeuges.But, as described at the beginning, the flow around the engine nacelles and engine cowlings as well as the engine itself leads to a significant proportion of the overall drag of the aircraft.

Generell stellen Triebwerksgondeln und Triebwerksverkleidungen mit ihrer Funktion im Allgemeinen ein bestimmtes notwendiges Volumen zur Verfügung, was beispielsweise zur Unterbringung und Integration der Triebwerke und der daran angeschlossenen Systeme genutzt werden kann, wie beispielsweise Kraftstoffversorgung, Triebwerkssteuerung, Zapfluftsysteme, elektrische und hydraulische Generatoren etc.In general, engine nacelles and engine cowlings with their function generally provide a certain required volume, which can be used, for example, to accommodate and integrate the engines and the systems connected to them, such as fuel supply, engine control, bleed air systems, electrical and hydraulic generators, etc.

Grundsätzlich verfügen Triebwerksgondeln bzw. Triebwerksverkleidungen zudem als Körper geometrisch über eine Oberfläche, welche den Volumenkörper zum Fluid hin entsprechend abgrenzt. Bei Triebwerkgondeln bzw. Triebwerksverkleidungen mit Einlauf kann sich diese Oberläche zusätzlich zur Außenseite ebenfalls auch auf der Innenseite befinden. Diese Oberfläche stellt zugleich den Kontakt zum Fluid dar und ist somit auch Gegenstand des Reibungsgeschehens bei Bewegung der Triebwerksverkleidung bzw. Triebwerksgondel innerhalb des Fluids.In principle, engine nacelles or engine cowlings also have a geometrical surface as a body, which accordingly delimits the volume body from the fluid. In the case of engine nacelles or engine fairings with an inlet, this surface can also be located on the inside in addition to the outside. This surface also represents the contact with the fluid and is therefore also the subject of friction when the engine cowling or engine nacelle moves within the fluid.

Eine Triebwerksgondel bzw. eine Triebwerksverkleidung eines Luftfahrzeuges bewegt sich während des Fluges wie das Luftfahrzeug relativ zum Fluid Luft. In dessen Zuge wird sie im Betrieb vom Fluid Luft unter Geschwindigkeit umspült.An engine nacelle or an engine cowling of an aircraft moves during flight like the aircraft relative to the fluid air. During operation, the fluid air flows around it at speed.

In dessen Folge übt eine Triebwerksgondel bzw. eine Triebwerksverkleidung mit ihremVolumen als Verdrängungskörper eine Verdrängungswirkung auf das umgebende Fluid Luft aus.As a result, an engine nacelle or an engine cowling, with its volume as a displacement body, exerts a displacement effect on the surrounding fluid, air.

Aus diesem Grund ist es bekannt, die Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung eines Luftfahrzeuges aerodynamisch besonders strömungsgünstig auszuformen, um einen geringen Strömungswiderstand dieser und somit des Flugzeuges zu erreichen.For this reason it is known to shape the engine nacelle or the engine cowling of an aircraft so as to be aerodynamically particularly favorable in terms of flow in order to achieve a low flow resistance of this and thus of the aircraft.

Bei der Formgestaltung ist gerade die Anfangs- und Endsektion Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung besonders wichtig.When designing the design, the start and end sections of the engine nacelle or the engine cowling are particularly important.

So hat es sich aerodynamisch bewährt, diese Anfangssektion der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung im Raum nicht einfach stumpf mit einer Stirnfläche in etwa senkrechter Ausprägung geometrisch zu eröffnen, sondern vielmehr ist das Volumen über eine bestimmte Längserstreckung im Raum hin allmählich - zum Beispiel mit einer kontinuierlich zunehmenden stetig wachsenden Querschnittsflächenverteilung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung - in Längsrichtung zu eröffnen, um einen niedrigen Strömungswiderstand durch eine geeignete Formgebung zu erreichen. Oft erinnert diese Anfangssektion der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung an eine Tröpfchen-ähnliche Form, die in bekannter Weise technisch zu einem niedrigen Strömungswiderstand führt. Auch die Endsektion ist diesbezüglich von ihrer Formgebung speziell ausgeprägt und erinnert oft an eine kegelähnliche Form. Diese Formgebung bei der Triebwerksgondel bzw. derTriebwerksverkleidung insgesamt führt auch in der Seiten- und Draufsicht im Allgemeinen zur einer stetig stromlinienförmigen begrenzenden Kontur charakteristischer Ausprägung, wobei der Konturenverlauf so ausgeformt ist, dass das Fluid in Längsrichtung der Formgebung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung gut und möglichst ohne Ablösung für einen geringen Widerstand folgen kann.From an aerodynamic point of view, it has proven to be advantageous not to simply open this initial section of the engine nacelle or the engine cowling in space in a blunt way with an approximately vertical face, but rather the volume is gradual over a certain longitudinal extent in space - for example with a continuous one increasing, steadily growing cross-sectional area distribution of the engine nacelle or the engine cowling - to open in the longitudinal direction in order to achieve a low flow resistance through a suitable shape. This initial section of the engine nacelle or the engine cowling is often reminiscent of a droplet-like shape which, in a known manner, technically leads to a low flow resistance. The shape of the end section is particularly distinctive in this regard and is often reminiscent of a cone-like shape. This shape of the engine nacelle or the engine cowling as a whole also generally leads to a continuously streamlined, delimiting contour of characteristic shape in the side and top view, the contour course being shaped in such a way that the fluid in the longitudinal direction of the shaping of the engine nacelle or the engine cowling is good and can follow if possible without detachment for a low resistance.

Der Konturenverlauf der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung in der Seitenansicht und der Draufsicht ergibt sich somit aus den Anforderungen der Aerodynamik und ist diesbezüglich meist stetig und stromlinienförmig ausgeprägt.The contour course of the engine nacelle or engine cowling in the side view and the top view thus results from the requirements of aerodynamics and, in this regard, is mostly continuous and streamlined.

Die eingangs beschriebene Volumenform des Strömungskörpers im Raum bringt es mit sich, dass zumindest in der erwähnten Anfangssektion und auch in der Endsektion der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung abschnittsweise Oberflächenelemente der Rumpfanordnung existieren müssen, die weil sie als Anfangs- und Endsektion das Volumens des Rumpfkörpers im Raum geometrisch eröffnen bzw. abschließen, grundsätzliche geometrisch eine gewisse Neigung unterschiedlicher Ausprägung gemessen zur Flugrichtung bzw. Vorzugsbetriebsrichtung aufweisen. Da die Anströmungsrichtung jedenfalls in etwa die Flugrichtung entspricht, ist diese Neigung diverser Abschnitte der Oberfläche zumindest in der Anfangs- und in der Endsektion der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung ebenso auch zur anfänglichen Anströmungsrichtung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung grundsätzlich existent wie augenfällig.The volume shape of the flow body in space described at the beginning means that surface elements of the fuselage arrangement must exist in sections, at least in the mentioned start section and also in the end section of the engine nacelle or the engine cowling, which, because they are the starting and end sections, the volume of the fuselage in the Open or close space geometrically, fundamentally geometrically have a certain inclination of different characteristics measured in relation to the direction of flight or preferred operating direction. Since the direction of flow roughly corresponds to the direction of flight, this inclination of various sections of the surface at least in the start and end sections of the engine nacelle or the engine cowling is also towards the initial one Direction of flow towards the engine nacelle or engine cowling is basically present and evident.

Unter Geschwindigkeit wird die Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung mit ihrem Konturenverlauf durch das Fluid umströmt. Dabei bildet sich ein Stromlinienfeld aus, dass bei der Umströmung durch die Verdrängungskörper Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung im Fluid induziert wird und von der Form des Verdrängungskörpers vorgegeben wird. Die Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung als Volumenkörper übt eine Verdrängungswirkung auf das Fluid aus und prägt diesem in seiner Umgebung ein Stromlinienfeld einer bestimmten Form auf. Das Stromlinienbild besteht aus Stromlinien. Die Stromlinien kennzeichnen hierbei die Abfolge der örtliche Richtung der Geschwindigkeit von Luftpartikel, die an der Umströmung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung teilnehmen. Die Stromlinien orientieren sich dabei abschnisttsweise an dem Konturenverlauf, also an der Form und dem Formverlauf der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung. Die Formgebung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung hat also maßgeblichen Einfluss auf die Form und Richtung desjenigen Stromlinienfeldes im Fluid, was die Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung umgibt.The fluid flows around the engine nacelle or engine cowling with its contour at speed. In the process, a streamline field is formed which, when the flow around the displacement body, induces the engine nacelle or engine cowling in the fluid and is predetermined by the shape of the displacement body. The engine nacelle or the engine cowling as a volume body exerts a displacement effect on the fluid and imposes a streamlined field of a certain shape on it in its surroundings. The streamline pattern consists of streamlines. The streamlines characterize the sequence of the local direction of the speed of air particles that participate in the flow around the engine nacelle or the engine cowling. The streamlines are oriented in sections to the contour course, that is, to the shape and shape of the engine nacelle or the engine cowling. The shape of the engine nacelle or the engine cowling thus has a decisive influence on the shape and direction of that streamline field in the fluid that surrounds the engine nacelle or the engine cowling.

Die Stromlinien zeigen hierbei definitionsgemäß an, welche Richtung lokal der Luftstrom an einer bestimmten Stelle einnimmt und wie diese Richtung sich im Längsverlauf bei weiterer Umströmung der Triebwerksgondel bzw. die Triebwerksverkleidung ändert.By definition, the streamlines indicate which direction the airflow takes locally at a certain point and how this direction changes in the longitudinal course with further flow around the engine nacelle or the engine cowling.

Der Volumenkörper der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung muss wie beschrieben zumindest abschnittsweise Bereiche aufweisen, in denen Oberflächenabschnitte der der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung eine Neigung zur Flugrichtung aufweist. Anders ausgedrückt weist an diesen Stellen der Normalenvektor dieser Oberflächenabschnitte einen Winkel zur Flugrichtung auf, der unterschiedlich zu 90° ist. Je nach Formgebung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung kann der Winkel dieser Oberflächenelemente zur Flugrichtung gerade in der Anfangssektion der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung Winkel beispielsweise nennenswerte Winkel von abschnittsweise 60°, 35°, 20° und 13° aufweisen.The volume body of the engine nacelle or the engine cowling must, as described, have at least sections of areas in which surface sections of the engine nacelle or the engine cowling have an inclination to the direction of flight. In other words, at these points the normal vector of these surface sections has an angle to the direction of flight which is different from 90 °. Depending on the shape of the engine nacelle or the engine cowling, the angle of these surface elements to the direction of flight, especially in the starting section of the engine nacelle or the engine cowling, can have angles of, for example, significant angles of 60 °, 35 °, 20 ° and 13 ° in sections.

Bei der Umströmung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung orientieren sich auch die Stromlinien, wie beschrieben, an der Formgebung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung, was dazu führt, dass auch diese zumindest abschnittsweise eine Richtung aufweisen, die örtlich nennenswert von der Flugrichtung unterschiedlich ist.When the air flows around the engine nacelle or the engine cowling, the streamlines, as described, are also based on the shape of the engine nacelle or the engine cowling, which means that these too, at least in sections, have a direction that is locally significantly different from the direction of flight.

Die Stromlinien wiederum weisen die örtliche Geschwindigkeitsrichtung des Luftmassenstroms aus. Demnach weist auch der Luftmassenstrom zumindest ortsweise bei der Umströmung der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung eine Richtung auf, die nennenswert verschieden ist von der Flugrichtung.The streamlines, in turn, indicate the local velocity direction of the air mass flow. Accordingly, the air mass flow, at least in places, when it flows around the engine nacelle or the engine cowling, also has a direction which is significantly different from the direction of flight.

Erfindungsgemäß wird jetzt in einen solchen Bereich ein Flügelabschnitt eingebracht, der von dem Luftstrom so angeströmt wird, dass die Anströmung nennenswert verschieden zur Flugrichtung ist.According to the invention, a wing section is now introduced into such an area, against which the air flow flows in such a way that the flow is significantly different from the direction of flight.

Gemäß eines ersten Aspektes der Erfindung wird die Aufgabe erfindungsgemäß gelöst durch die folgenden Möglichkeiten:

Ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF, der mit Abstand D zur Triebwerksgondel G an dieser befestigt ist, und dieser zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF die Triebwerksgondel G zumindest abschnittsweise umgebend in einem Bereich angeordnet ist, indem sich der Luftmassenstrom im Flug im Rahmen des Stromlinienfeldes durch die Verdrängungs- und Richtungswirkung der Triebwerksgondel G zumindest abschnittsweise richtungsverschieden zur Flugrichtung FR bewegt, und dieser Ringflügel RF unter lokaler Anströmung A dieses von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Luftmassenstroms eine resultierende Luftkraft LK erzeugen kann, die eine in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR enthält so, dass die in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR auf die Triebwerksgondel G entgegen ihrer Widerstandskraft W vortriebswirksam wirkt.

According to a first aspect of the invention, the object is achieved according to the invention by the following possibilities:

An annular wing designed at least in sections RF who by far D. to the engine nacelle G is attached to this, and this at least partially executed annular wing RF the engine nacelle G is arranged at least partially surrounding it in an area in which the air mass flow in flight within the streamlined field due to the displacement and directional effects of the engine nacelle G at least in sections in different directions to the flight direction FR moves, and this ring wing RF under local flow A. this from the direction of flight FR Directional air mass flow creates a resulting air force LK can produce the one in flight direction FR effective force component IN FRONT contains so that the in flight direction FR effective force component IN FRONT on the engine nacelle G acts against their resistance W effective propulsion.

Wenigstens ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF als Teil einer Triebwerksanordnung TA, der mit Abstand D zu wenigstens einer Düse D dieser Triebwerksanordnung TA in einem Bereich angeordnet ist, indem sich der Luftmassenstrom im Flug im Rahmen des dortigen durch die Verdrängungs- und Richtungs- und Schubwirkung des Triebwerkes E entstehenden Stromlinienfeldes, zumindest abschnittsweise richtungsverschieden zur Flugrichtung FR bewegt, und dieser wenigstens eine, zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF, unter lokaler Anströmung A dieses von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Luftmassenstroms eine resultierende Luftkraft LK erzeugen kann, die eine in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR, enthält so, dass die in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR, die der wenigstens eine zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF auf die Triebwerksanordnung TA übertragen kann auf die Triebwerksanordnung TA vortriebswirksam wirkt. At least one ring vane designed at least in sections RF as part of an engine arrangement TA, which by far D. to at least one nozzle D. This engine arrangement TA is arranged in an area in which the air mass flow in flight is in the context of the displacement, directional and thrust effect of the engine there E. resulting streamline field, at least in sections in different directions to the flight direction FR moves, and this at least one, at least partially executed annular wing RF , under local flow A. this from the direction of flight FR Directional air mass flow creates a resulting air force LK can produce the one in flight direction FR effective force component IN FRONT , contains so that the in flight direction FR effective force component IN FRONT , the at least one ring wing, which is at least partially designed RF Transferred to the engine arrangement TA can have a propulsive effect on the engine arrangement TA.

Wenigstens ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF als Teil einer Triebwerksanordnung TA, der mit Abstand D zu wenigstens einer Triebwerksverkleidung TWV dieser Triebwerksanordnung TA in einem Bereich angeordnet ist, indem sich der Luftmassenstrom im Flug im Rahmen des dortigen Stromlinienfeldes durch die Verdrängungs- und Richtungs- und Schubwirkung des Triebwerkes E zumindest abschnittsweise richtungsverschieden zur Flugrichtung FR bewegt, und dieser zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF unter lokaler Anströmung A dieses von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Luftmassenstroms eine resultierende Luftkraft LK erzeugen kann, die eine in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR, enthält so, dass die in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR, die der wenigstens eine zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF auf die Triebwerksanordnung TA übertragen kann, so, zusätzlich auf die Triebwerksanordnung TA vortriebswirksam wirkt.At least one ring vane designed at least in sections RF as part of an engine arrangement TA, which by far D. to at least one engine cowling TWV this engine arrangement TA is arranged in an area in which the air mass flow in flight within the scope of the streamlined field there is caused by the displacement, directional and thrust effects of the engine E. at least in sections in different directions to the flight direction FR moves, and this at least partially executed ring wing RF under local flow A. this from the direction of flight FR Directional air mass flow creates a resulting air force LK can produce the one in flight direction FR effective force component IN FRONT , contains so that the in flight direction FR effective force component IN FRONT , the at least one ring wing, which is at least partially designed RF can be transferred to the engine arrangement TA, so it also acts in a propulsion-effective manner on the engine arrangement TA.

Wenigstens ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF als Teil einer Triebwerksanordnung TA, wobei dieser zumindest abschnittsweiser ausgeführter Ringflügel RF eine Innenseite IS und eine Außenseite AS aufweist, wobei dieser zumindest abschnittsweiser ausgeführter Ringflügel RF mit Abstand D zu wenigstens einer Verkleidung TWV dieser Triebwerksanordnung TA in einem Bereich so angeordnet ist, dass die Innenseite IS des zumindest einen zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügels RF in der lokalen Anströmung A eine andere Geschwindigkeit erfährt als die Außenseite AS und damit dieser zumindest abschnittsweiser ausgeführter Ringflügel RF somit eine resultierende Luftkraft LK erzeugen kann, die von ihrer Wirkrichtung in Flugrichtung FR geneigt ist und daher eine in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR enthält, die der wenigstens eine zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF auf die Triebwerksanordnung TA übertragen kann, so, dass die in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR zusätzlich auf die Triebwerksanordnung TA vortriebswirksam wirkt.At least one ring vane designed at least in sections RF as part of an engine arrangement TA, this ring wing being designed at least in sections RF has an inner side IS and an outer side AS, this ring wing being embodied at least in sections RF with distance D. for at least one cladding TWV of this engine arrangement TA is arranged in an area such that the inside IS of the at least one annular wing, which is at least partially designed RF in the local flow A. A different speed is experienced than the outside AS and thus this ring wing, which is embodied at least in sections RF thus a resulting air force LK can produce that of their effective direction in the direction of flight FR is inclined and therefore one in the direction of flight FR effective force component IN FRONT contains the at least one annular wing, which is embodied at least in sections RF can be transferred to the engine arrangement TA so that the in flight direction FR effective force component IN FRONT also has a propulsion-effective effect on the engine arrangement TA.

Eine Triebwerksgondel G, zur Unterbringung wenigstens eines Triebwerkes TW, diese mit einer Oberfläche O, welche die Triebwerksgondel G hin zum Fluid abgrenzt, wobei die Triebwerksgondel G im Flug unter Relativbewegung zum Fluid auf das Fluid eine Verdrängungswirkung ausübt und damit dem Fluid ein richtungsgebendes Stromlinienfeld mit lokal verschiedenen Richtungen aufprägt, wobei sich die Richtungen des Stromlinienfeldes wiederum an dem Verlauf der Kontur der Oberfläche O der Triebwerksgondel G mit orientieren.
wobei:
in das Stromlinienfeld, das durch die Triebwerksgondel G auf das Fluid in der Umgebung der Triebwerksgondel G im Flug induziert wird, in einem ausgezeichneten Bereich, in dem zumindest die lokale Anströmung A, auch bedingt durch den Verlauf der Kontur der Oberfläche O der Triebwerksgondel G, abschnittsweise richtungsverschieden zur Flugrichtung FR ist, mindestens ein Flügelabschnitt FA eingebracht ist und lokal angeströmt wird, welcher

• an der Triebwerksgondel G befestigt ist, und
• eine Quererstreckung in Form einer Spannweite S aufweist, und
• zumindest in Richtung seiner Spannweite S im Verlauf zumindest abschnittsweise dem Verlauf der Kontur der Oberfläche O der Triebwerksgondel G nach entsprechend gekrümmt umgibt
• über einen Großteil seiner Spannweite S ein Abstand A zur Oberfläche O der Triebwerksgondel G besteht so, dass dieser Flügelabschnitt FA sowohl auf seiner Unterseite US - als auch auf seiner Oberseite OS vom Fluid im Flug umströmt werden kann so, dass dieser Flügelabschnitt FA unter lokaler Anströmung A dieses von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Luftmassenstroms, eine solche resultierende Luftkraft LK erzeugen kann, die von ihrer Wirkrichtung in Flugrichtung FR geneigt ist und damit eine in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR enthält so, dass die in Flugrichtung FR wirksame Kraftkomponente VOR auf die Triebwerksgondel G entgegen ihrer Widerstandskraft W vortriebswirksam wirkt.

An engine nacelle G , to accommodate at least one engine TW , this with a surface O showing the engine nacelle G towards the fluid, with the engine nacelle G exerts a displacement effect on the fluid in flight with relative movement to the fluid and thus impresses a directional streamline field with locally different directions on the fluid, the directions of the streamline field in turn on the course of the contour of the surface O the engine nacelle G with orient.
in which:
into the streamlined field that runs through the engine nacelle G on the fluid in the vicinity of the engine nacelle G is induced in flight, in an excellent area in which at least the local flow A. , also due to the contour of the surface O the engine nacelle G , in sections in different directions to the flight direction FR is at least one wing section FA is introduced and is flown against locally, which

• on the engine nacelle G is attached, and
• has a transverse extension in the form of a span S, and
• at least in the direction of its span S in the course of the contour of the surface, at least in sections O the engine nacelle G accordingly curved surrounds
• a distance S over a large part of its span A. to the surface O the engine nacelle G consists so that this wing section FA both on its bottom US and on its top OS the fluid can flow around it in flight so that this wing section FA under local flow A. this from the direction of flight FR Directional air mass flow, such a resulting air force LK can produce that of their effective direction in the direction of flight FR is inclined and thus one in the direction of flight FR effective force component IN FRONT contains so that the in flight direction FR effective force component IN FRONT on the engine nacelle G acts against their resistance W effective propulsion.

Einrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 1-5, wobei wenigstens ein zumindest abschnittsweise ausgeführter Ringflügel RF im Bereich des Inneren einer von einem Luftmassenstrom durchströmten Triebwerksanordnung TA angeordnet ist und dort eine von der Flugrichtung FR richtungsverschiedene lokale Anströmung A erfährt so, dass er seine vortriebswirksame Wirkung entfalten kann.Device according to at least one of claims 1-5, wherein at least one ring vane which is embodied at least in sections RF is arranged in the area of the interior of an engine arrangement TA through which an air mass flow flows, and there one of the flight direction FR local flow in different directions A. so experiences that it can develop its effective propulsion effect.

Einrichtung nach Anspruch 5, wobei wenigstens ein Flügelabschnitt FA im Bereich des Inneren einer von einem Luftmassenstrom durchströmten Triebwerksanordnung TA angeordnet ist und dort eine von der Flugrichtung FR richtungsverschiedene lokale Anströmung A erfährt so, dass er seine vortriebswirksame Wirkung entfalten kann.Apparatus according to claim 5, wherein at least one wing section FA is arranged in the area of the interior of an engine arrangement TA through which an air mass flow flows, and there one of the flight direction FR local flow in different directions A. so experiences that it can develop its effective propulsion effect.

Ein Luftfahrzeug AC mit mindestens einer Einrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 1-7.An aircraft AC with at least one device according to at least one of claims 1-7.

Verwendung einer Einrichtung oder eines Luftfahrzeuges AC nach wenigstens einem der Ansprüche 1-8.Use of a facility or an aircraft AC according to at least one of claims 1-8.

Erzeugung von Vortrieb VT durch zumindest einen, die Triebwerksverkleidung TWV zumindest abschnittsweise umgebenden und an ihr angebundenen, Flügelabschnittes FA durch Anströmung dieses mindestens einen Flügelabschnittes FA mit einer von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Anströmung A durch das insbesondere von der Triebwerksverkleidung TWV induzierte richtungsgebendes Stromlinienfeld.Generation of propulsion VT by at least one, the engine cowling TWV at least partially surrounding and on her attached, wing section FA by flowing against this at least one wing section FA with one of the direction of flight FR directional flow A. by the directional streamline field induced in particular by the engine cowling TWV.

Erzeugung von Vortrieb VT durch zumindest einen Flügelabschnitt FA im Bereich des Inneren einer von einem Fluidmassenstrom durchströmten Triebwerksanordnung TA, durch Anströmung dieses mindestens einen Flügelabschnittes FA mit einer von der Flugrichtung FR richtungsverschiedenen Anströmung A durch das insbesondere vom Triebwerksprozess im Innern der Triebwerksanordnung TA induzierte richtungsgebendes Stromlinienfeld.Generation of propulsion VT by at least one wing section FA in the area of the interior of an engine arrangement TA through which a fluid mass flow flows, by means of a flow against this at least one wing section FA with one of the direction of flight FR directional flow A. by the directional streamline field induced in particular by the engine process inside the engine arrangement TA.

Die vortriebswirksame Kraft kann durch ein Tragflächenabschnitt , platziert in der Anfangssektion der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung mit ihrer in Strömungsrichtung ansteigender Kontur erzeugt werden, wobei die Saugseite des Tragflächenabschnittes in dieser bevorzugten Ausführungsform auf der, von der der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung abweisenden Außenseite des Tragflächenabschnittes zum Liegen kommt, und die resultierende Luftkraft damit von der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung weg weist und dabei erfindungsgemäß so gerichtet ist, dass eine Kraftkomponente in Flugrichtung mit erzeugt wird.The propulsive force can be generated by an aerofoil section, placed in the initial section of the engine nacelle or engine cowling with its contour rising in the direction of flow, the suction side of the aerofoil section in this preferred embodiment on the outside of the wing section facing away from the engine nacelle or engine cowling Lying comes and the resulting air force thus points away from the engine nacelle or engine cowling and is directed according to the invention so that a force component is also generated in the direction of flight.

Diese Ausführungsform hat weitreichende Vorteile. Ein Profil erzeugt der Erfahrung nach die resultierende Luftkraft je nach Gestaltung grob durch 2/3 Sog auf seiner Unterdruckseite und 1/3 Druck auf der Überdruckseite. Ist die für die Wirkung maßgebliche Saugseite von der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung abgewandt, so kann diese möglichst störungsfrei arbeiten und induziert keinen nennenswerten Unterdruck, der auf die Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung zum Beispiel im Heckbereich bei zusammenlaufender Kontur beispielsweise bremsend wirken würde. Dieser Effekt entfällt bei dieser Anordnungsmöglichkeit. Zum anderen kann das Thrustfoil dann so angeordnet werden, dass die Überdruckseite vorteilhaft zumindest zum Teil in der deutlich langsameren Grenzschicht der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung mit zum Tragen kommt, und so durch eine weiter gesteigerte unterschiedliche Geschwindigkeit die Vortriebswirkung der Thrustfoils nennenswert gesteigert werden können. Des Weiteren arbeiten die Thrustfoils möglicherweise entsprechend der Analogie eines Bodeneffekts mit gesteigerter Wirkung. Die Oberfläche der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung mit ihrer Kontur bildet in dieser Modellbetrachtung den „Boden“ aus, die Erzeugung der Luftkraft wäre in diesem Fall gesteigert.This embodiment has far-reaching advantages. Experience has shown that a profile generates the resulting air force, depending on the design, roughly 2/3 suction on its negative pressure side and 1/3 pressure on the positive pressure side. If the suction side, which is decisive for the effect, is facing away from the engine nacelle or engine cowling, it can work as trouble-free as possible and does not induce any significant negative pressure that would have a braking effect on the engine nacelle or engine cowling, for example in the tail area if the contour converges. This effect does not apply to this arrangement option. On the other hand, the thrustfoil can then be arranged in such a way that the overpressure side advantageously comes into play at least in part in the significantly slower boundary layer of the engine nacelle or engine cowling, and thus the propulsive effect of the thrustfoils can be significantly increased through a further increased different speed. Furthermore, the Thrustfoils may work according to the analogy of a floor effect with increased effect. The surface of the engine nacelle or engine cowling with its contour forms the “floor” in this model, the generation of air power would be increased in this case.

In einer anderen Ausführungsform kann die vortriebserzeugende Wirkung auch dadurch erreicht werden, dass ein Flügelabschnitt im hinteren Auslauf der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung bzw. auch Düsenverkleidung mit abfallender Kontur eine resultierend Luftkraft erzeugt, die nachIn another embodiment, the propulsion-generating effect can also be achieved in that a wing section in the rear outlet of the engine nacelle or engine cowling or also nozzle cowling with a sloping contour generates a resulting air force which after

Innern hin gerichtet ist. Hier ist die Saugseite dann auf der Innenseite des Tragflächenabschnittes platziert, die Unterdruckseite des Tragflächenabschnittes ist in diesem Fall dann der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung oder Düsenverkleidung zugewandt.Is directed inside. Here the suction side is then placed on the inside of the wing section, the negative pressure side of the wing section in this case then faces the engine nacelle or engine cowling or nozzle cowling.

Diese Ausführungsform hat den Vorteil, dass die Thrustfoils zusätzlich dazu benutzt werden können, im hinteren Bereich der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung bei sich zusammenziehender Geometrie und Kontur, bei eigentlich unvorteilhaften positiver Druckgradienten, die Grenzschicht vorteilhaft zu beschleunigen. Auf diese Weise ist eine Widerstandsersparnis der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung denkbar und eine vorzeitige Ablösung wird durch diese Maßnahmen vermieden.This embodiment has the advantage that the thrustfoils can also be used to advantageously accelerate the boundary layer in the rear area of the engine nacelle or engine cowling with contracting geometry and contour, with actually disadvantageous positive pressure gradients. In this way, a saving in resistance of the engine nacelle or engine cowling is conceivable and premature detachment is avoided by these measures.

Die Tragflächenabschnitte können wegen ihrer vortriebserzeugenden Wirkung auch als Thrustfoils bezeichnet werden.The wing sections can also be referred to as thrustfoils because of their propulsion-generating effect.

Das Thrustfoil kann dabei in einer denkbaren Ausführungsform komplett als Ringflügel ausgeführt sein, der mindestens einen Längenabschnitt der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung erfindungsgemäß umgibt. Dabei ist es in einer bevorzugten Ausführungsform nicht zwingend notwendig, dass dieser Ringflügel kreisförmig oder kreisähnlich ausgeführt ist. Auch muss der Abstand zu der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung nicht immer derselbe sein, sondern kann mit der Spannweite des Thrustfoils variieren. Diese Ausführungsform hat den Vorteil, dass sich die Umfangskräfte weitgehend aufheben und nur die Vortriebskraft in der Wirkung vorteilhaft verbleibt.In a conceivable embodiment, the thrustfoil can be designed completely as an annular wing which, according to the invention, surrounds at least a length section of the engine nacelle or engine cowling. In a preferred embodiment, it is not absolutely necessary for this annular wing to be circular or similar to a circle. Also, the distance to the engine nacelle or engine cowling does not always have to be the same, but can vary with the span of the thrust foil. This embodiment has the advantage that the circumferential forces largely cancel each other out and only the propulsive force has an advantageous effect.

Als weitere Möglichkeit kann das Thrustfoil auch ellipsenförmig oder ellipsenähnlich ausgeführt sein und um die Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung gewunden sein. Auf diese Weise ist zum einen eine stärkere vortriebserzeugende Wirkung durch mehr Spannweite möglich, auf der andern Seite können die Thrustfoils auf diese Weise gegenüber der Flugrichtung zugleich vorteilhaft gepfeilt werden, was bei einer höheren Fluggeschwindigkeit wichtig sein kann.As a further possibility, the thrustfoil can also have an elliptical or elliptical design and be wound around the engine nacelle or engine cowling. In this way, on the one hand, a stronger propulsion-generating effect is possible through more wingspan, on the other hand, the thrustfoils can be swept in this way at the same time advantageously compared to the flight direction, which can be important at a higher flight speed.

Darüber hinaus kann der spannweitenseitige Verlauf des Thrustfoils auch variabel über der Triebwerksgondel bzw. der Triebwerksverkleidung hin verlaufen. Als Beispiel wäre eine blendenähnliche Umrandung derjenigen Bereiche möglich, die erfahrungsgemäß eine große Neigung zur Flugrichtung aufweisen, wobei ja die Thrustfoils in diesen Bereichen besonders gut wirken.In addition, the span-side course of the thrust foil can also run variably over the engine nacelle or the engine cowling. As an example, a panel-like border for those areas that Experience has shown that they have a great inclination to the direction of flight, whereby the thrustfoils work particularly well in these areas.

So können beispielweise die Thrustfoils auch im Verlauf Knicke aufweisen, die Vorder- und auch Hinterkante kann geschwungen, gepfeilt oder gewunden über die Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung geführt werden. Als weitere Möglichkeit könnten die Thrustfoils zumindest abschnittsweise als Spirale über die Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung geführt werden. Die könnte besonders im kegelähnlichen Auslauf der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung von Vorteil sein.For example, the thrustfoils can also have kinks in their course, the front and rear edges can be curved, swept or wound over the engine nacelle or engine cowling. As a further possibility, the thrustfoils could be guided at least in sections as a spiral over the engine nacelle or engine cowling. This could be particularly advantageous in the cone-like outlet of the engine nacelle or engine cowling.

Generell ist es aber so, dass die Thrustfoils in einer weiteren Ausführungsform auch nur abschnittsweise ausgeführt werden können. Dann müssen sie nicht vollständig geschlossen ringähnlich oder auch nur halbringähnlich geschlossen ausgeführt sein, sondern können vielmehr als ringähnliche Abschnitte beliebiger Geometrie bestimmte ausgezeichnete Konturenbereiche der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung umgeben.In general, however, the thrustfoils can also only be designed in sections in a further embodiment. Then they do not have to be designed to be completely closed, ring-like or even only semi-ring-like closed, but rather, as ring-like sections of any geometry, they can surround certain excellent contour areas of the engine nacelle or engine cowling.

Somit können auch Bereiche der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung ausgespart werden, die nicht geeignet sind, weil die Zugänglichkeit wichtig ist für die Bodenabfertigung, die Wartung, für Bodenfahrzeuge zur Sicherheit (z.B. für die Bodenfreiheit, Notrutschen etc.).This means that areas of the engine nacelle or engine cowling can be left out that are not suitable because accessibility is important for ground handling, maintenance, for ground vehicles for safety (e.g. for ground clearance, emergency slides, etc.).

In weiteren Ausführungsformen sind auch Matrixanordnungen von Thrustfoils über der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung hin denkbar, wobei Thrustfoils gestaffelt hintereinander angebracht werden können und sich gegenseitig anströmen, bzw. sich vorteilhaft eine gedrehte Anströmung durch ihrer Staffelung in Strömungsrichtung hintereinander weitergeben. Dies kann sich zudem auch auftriebserhöhend auf das Luftahrzeug auswirken, da die Zirkulation gesteigert wird.In further embodiments, matrix arrangements of thrustfoils above the engine nacelle or engine cowling are also conceivable, where thrustfoils can be staggered one behind the other and flow towards one another, or advantageously pass on a rotated flow through their staggering in the flow direction one behind the other. This can also have a lift-increasing effect on the aircraft, since the circulation is increased.

Generell kann das Thrustfoil in einer weiteren Ausführungsform auch generell bedarfsweise mit einem Propeller, Fan oder Propfan kombiniert werden, indem vorzugsweise die Unterdruckseite des Tragflächenabschnittes mit ihrer schon vergleichsweisen größeren Geschwindigkeit zusätzlich vom Propeller noch einmal mehr beschleunigt wird.In general, in a further embodiment, the thrustfoil can also generally be combined with a propeller, fan or propfan if required, in that the propeller accelerates the negative pressure side of the wing section with its already comparatively higher speed.

In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform sind Teile der Tragflächenabschnitte mit Maßnahmen zur Verhinderung von Eisansatz ausgeführt. Dies bietet sich besonders an der Flügelvorderkante der Tragflächenabschnitte an. Diese können beispielsweise selektiv bedarfsweise beheizbar sein oder auch abschnittsweise ein aufblasbares Element enthalten, dass durch Volumenänderung das bedarfsweise „Absprengen“ von Eis ermöglicht. Auch eine Enteisung durch Austritt von warmer Luft oder eishemmender Flüssigkeiten über eine perforierte Oberfläche ist möglich.In a further preferred embodiment, parts of the wing sections are designed with measures to prevent ice accumulation. This is particularly useful at the wing leading edge of the wing sections. These can, for example, be selectively heatable as required or also contain an inflatable element in sections that enable ice to be "blown off" as required by changing the volume. It is also possible to de-icing by escaping warm air or ice-inhibiting liquids through a perforated surface.

In einer weiteren Ausführungsform weist wenigstens ein Tragflächenabschnitt eine über seine Spannweite variable Parameter bezüglich mindestens einer der beispielhaft genannten Kriterien auf, die die Erzeugung der Strömungskraft beeinflußt: Einstellwinkel zu einer Referenzrichtung, aerodynamische Profilierung, Tiefe, Profildicke, Wölbung, Pfeilung, aerodynamische und geometrische Schränkung. Auf diese Weise kann der Tragflächenabschnitt bzw. ein mindestens abschnittsweise ausgeführter Ringflügel optimal auf die darunterliegende Oberflächenkontur der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung angepasst werden.In a further embodiment, at least one wing section has a parameter variable over its span with regard to at least one of the criteria mentioned as an example, which influences the generation of the flow force: setting angle to a reference direction, aerodynamic profile, depth, profile thickness, curvature, sweep, aerodynamic and geometric offset . In this way, the wing section or an at least sectionally designed annular wing can be optimally adapted to the underlying surface contour of the engine nacelle or engine cowling.

Somit können in einer weiteren Ausführungsform ein oder mehrere dieser beispielhaft genannten Parameter hinsichtlich der örtlichen Geometrie der Oberflächenkontur der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung optimiert ausgestaltet sein.Thus, in a further embodiment, one or more of these parameters mentioned by way of example can be designed to be optimized with regard to the local geometry of the surface contour of the engine nacelle or engine cowling.

In einer weiteren Ausführungsform kann sich der Verlauf (z.B. in Spannweite, Pfeilung, Geschwungenheit von Vorder- oder Hinterkante, Wölbung oder eines der vorgangs genannten Parameter) wenigstens eines Tragflächenabschnittes an der örtlich abschnittsweisen Krümmung der Oberflächenkontur der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung richten. Beispielsweise kann der Verlauf wenigstens eines Tragflächenabschnittes so organisiert sein, dass dieser der größten Oberflächenkrümmung der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung folgt. Auch kann sich die geometrische und/ oder aerodynamische Schränkung des Thrustfoils sich nach der Kontur und Neigung der Oberfläche der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung richten.In a further embodiment, the course (e.g. in the span, sweep, curvature of the leading or trailing edge, curvature or one of the parameters mentioned above) of at least one wing section can be based on the locally section-wise curvature of the surface contour of the engine nacelle or engine cowling. For example, the course of at least one wing section can be organized in such a way that it follows the greatest surface curvature of the engine nacelle or engine cowling. The geometric and / or aerodynamic twist of the thrust foil can also be based on the contour and inclination of the surface of the engine nacelle or engine cowling.

Ein weiteres zusätzliches erfindungsrelevantes Merkmal kann sein, dass sich die Erstreckung der Spannweite eines repräsentativen Flügelabschnittes eher parallel zur Kontur der Oberfläche der Triebwerksgondel bzw. Triebwerksverkleidung verläuft als radial gesehen von ihr weg nach außen, wie das z.B. abweichend bei Flugzeugantennen am Rumpf oder Wirbelgeneratoren an der Triebwerksgondel der Fall ist.A further additional feature relevant to the invention can be that the extension of the span of a representative wing section runs parallel to the contour of the surface of the engine nacelle or engine cowling rather than radially outwardly away from it, e.g. this is not the case with aircraft antennas on the fuselage or vortex generators on the engine nacelle.

Ein wichtiges Kennzeichen der Erfindung ist, dass die geometrische Streckung der Thrustfoils recht groß ausgeführt ist und im Falle des Ringflügelelementes theoretisch sogar unendlich groß ist, was zu einem niedrigen induzierten Widerstand führt.An important characteristic of the invention is that the geometric elongation of the thrust foils is made to be quite large and, in the case of the ring vane element, is theoretically even infinitely large, which leads to a low induced drag.

Entsprechend einer weiter bevorzugten Ausführungsform kann die Vorderkante und/ oder die Hinterkante wenigstens eines Tragflächenabschnittes gepfeilt, wechselhaft gepfeilt, geschwungen, oder gezackt ausgeführt sein. Dies kann einem günstigerem Strömungswiderstand, Wellenwiderstand oder einer geringeren Lärmentwicklung dienen, sowie Eisansatz vermeiden.According to a further preferred embodiment, the leading edge and / or the trailing edge of at least one wing section can be swept, swept swept, curved or jagged. This can serve for a more favorable flow resistance, wave resistance or a lower noise development, as well as avoid the formation of ice.

In einer weiteren Ausführungsform sind die beschriebenen Tragflächenabschnitte im Strömungsbereich eines Spinners eines Triebwerkes angeordnet und dort wirksam bzw. an diesem befestigt. Die Thrustfoils können auch mit dem Spinner zusammen vom Triebwerk selektiv abnehmbar gestaltet sein. Auf dieser Weise wird auch ein Retrofit bestehender und älterer Flugzeuge und Triebwerke möglich, um deren Effizienz vorteilhaft zu steigern. Der Spinner kann sich dabei beispielsweise an Propellertriebwerken, Turboproptriebwerken, Popfantriebwerken, oder Turbofantriebwerken befinden.In a further embodiment, the wing sections described are arranged in the flow area of a spinner of an engine and are effective there or are attached to it. The thrustfoils can also be designed to be selectively removable from the engine together with the spinner. In this way, it is also possible to retrofit existing and older aircraft and engines in order to advantageously increase their efficiency. The spinner can be located on propeller engines, turbo-prop engines, popf propulsion units, or turbo propulsion units, for example.

Unter Triebwerken sind in dieser Anmeldung alle Triebwerke zu verstehen, die an Flugzeugen, Ultraleichtflugzeugen, Segelflugzeugen, Motorseglern, Transportflugzeugen, Düsenjägern, Drohnen, Hubschraubern, Multikoptern, Raketen und Zeppelinen zum Einsatz kommen, insbesondere Propellertriebwerke, Kolbentriebwerke, Elektrotriebwerke, Propfantriebwerke, Turbofantriebwerke, Mehrstromtriebwerke, Jettriebwerke, Staustrahltriebwerke, Ram-Jets, Turboproptriebwerke und Raketentriebwerke etc.In this application, engines are to be understood as meaning all engines that are used on airplanes, ultralight aircraft, gliders, motor gliders, transport aircraft, jet fighters, drones, helicopters, multicopters, rockets and zeppelins, in particular propeller engines, piston engines, electric engines, multi-current propulsion units, turbofan engines , Jet engines, ramjets, ram jets, turbo-prop engines and rocket engines etc.

Die Thrustfoils können beispielsweise so ausgelegt sein, dass sie im Unterschallbereich, im transsonischen Bereich oder im Überschallbereich arbeiten.The thrustfoils can for example be designed in such a way that they work in the subsonic range, in the transonic range or in the supersonic range.

Claims

A ring vane (RF) designed at least in sections, which is fastened to the engine nacelle (G) at a distance (D), and this ring vane (RF), which is embodied at least in sections, is arranged at least partially surrounding the engine nacelle (G) in an area in which the air mass flow in flight within the streamlined field due to the displacement and directional effect of the engine nacelle (G) moves at least in sections in different directions to the flight direction (FR), and this ring wing (RF) with local flow (A) this air mass flow which is different from the flight direction (FR) can generate a resulting air force (LK) that contains a force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) so that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) acts on the engine nacelle (G) against its drag force (W) .

At least one annular wing (RF) designed at least in sections as part of an engine arrangement (TA), which is arranged at a distance (D) from at least one nozzle (D) of this engine arrangement (TA) in an area in which the air mass flow during flight is within the scope of the The streamline field created there by the displacement and directional and thrust effect of the engine (E), moved at least in sections in different directions to the flight direction (FR), and this at least one, at least in sections executed ring wing (RF), under local flow (A) this from the Direction of flight (FR) directional air mass flow can generate a resulting air force (LK) which contains a force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) so that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR), which is the at least one at least in sections Executed ring wing (RF) on the engine assembly (TA) can be transferred to the engine assembly (TA ) is effective for propulsion.

At least one ring wing (RF) designed at least in sections as part of an engine arrangement (TA), which is arranged at a distance (D) from at least one engine cowling (TWV) of this engine arrangement (TA) in an area in which the air mass flow in flight is within the frame of the streamlined field there due to the displacement, directional and thrust effects of the engine (E), at least in sections in different directions to the direction of flight (FR), and this ring wing (RF), at least in sections, under local flow (A), this in different directions from the direction of flight (FR) Air mass flow can generate a resulting air force (LK) that contains a force component (VOR) effective in the direction of flight (FR), so that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR), which is the at least one ring wing (RF) that is at least partially implemented can be transferred to the engine arrangement (TA), so, additionally acts on the engine arrangement (TA) in a propulsion-effective manner.

At least one ring wing (RF) designed at least in sections as part of an engine arrangement (TA), this ring wing (RF), designed at least in sections, having an inside (IS) and an outside (AS), this ring wing (RF) being at least partially designed at a distance (D) to at least one cladding (TWV) of this engine arrangement (TA) is arranged in an area so that the inside (IS) of the at least one at least partially configured annular wing (RF) experiences a different speed in the local flow (A) than the outside (AS) and thus this ring wing (RF), which is at least partially designed, can generate a resulting air force (LK) which is inclined from its effective direction in the direction of flight (FR) and therefore contains a force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) which the at least one ring vane (RF) implemented at least in sections can transfer to the engine arrangement (TA) nn, so that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) also has a propulsion effect on the engine arrangement (TA).

An engine nacelle (G), to accommodate at least one engine (TW), this with a surface (O) which delimits the engine nacelle (G) from the fluid, the engine nacelle (G) in flight with relative movement to the fluid on the fluid Exerts a displacement effect and thus impresses a directional streamline field with locally different directions on the fluid, the directions of the streamline field in turn being based on the contour of the surface (O) of the engine nacelle (G). in which: into the streamlined field that is induced by the engine nacelle (G) on the fluid in the vicinity of the engine nacelle (G) in flight, in an excellent area in which at least the local flow (A), also due to the course of the contour of the The surface (O) of the engine nacelle (G) is in sections in different directions to the flight direction (FR), at least one wing section (FA) is introduced and is locally flown against which • is attached to the engine nacelle (G), and • has a transverse extension in the form of a span (S), and • at least in the direction of its span (S) in the course at least in sections according to the course of the contour of the surface (O) of the engine nacelle (G) • Over a large part of its span (S) there is a distance (A) to the surface (O) of the engine nacelle (G) so that this wing section (FA) both on its underside (US) and on its upper side (OS) from Fluid can flow around it in flight so that this wing section (FA) with local flow (A) of this air mass flow, which differs from the direction of flight (FR), can generate such a resulting air force (LK) which is inclined from its effective direction in the direction of flight (FR) and thus in the direction of flight (FR ) contains effective force component (VOR) in such a way that the force component (VOR) effective in the direction of flight (FR) acts on the engine nacelle (G) against its drag force (W) in a propulsive manner.

Device according to at least one of the Claims 1 - 5 At least one annular wing (RF), which is at least partially designed, is arranged in the area of the interior of an engine arrangement (TA) through which an air mass flow flows and experiences a local flow (A) that is different from the direction of flight (FR) so that it unfolds its propulsive effect can.

Establish at least one of the Claims 1 - 6th At least one wing section (FA) is arranged in the area of the interior of an engine arrangement (TA) through which an air mass flow flows and experiences a local flow (A) that is different from the flight direction (FR) so that it can develop its propulsive effect.

An aircraft (AC) with at least one device according to at least one of the Claims 1 - 7th .

Use of a device or an aircraft (AC) according to at least one of the Claims 1 - 8th .

Generation of propulsion (VT) by at least one wing section (FA) that surrounds the engine cowling (TWV) at least in sections and is connected to it by flowing onto this at least one wing section (FA) with a flow (A) that is different from the flight direction (FR) the directional streamline field induced in particular by the engine cowling (TWV).

Generation of propulsion (VT) by at least one wing section (FA) in the area of the interior of an engine arrangement (TA) through which a fluid mass flow flows, by flowing onto this at least one wing section (FA) with a flow (A) which is different from the flight direction (FR) the directional streamline field induced in particular by the engine process inside the engine arrangement (TA).