DE10305973B3

DE10305973B3 - Loss reduction device for compression shock includes at least one shock-inducing body spaced out from surface in supersonic flow region

Info

Publication number: DE10305973B3
Application number: DE10305973A
Authority: DE
Inventors: Martin Rein; Henning Rosemann; Erich Schülein
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2003-02-13
Filing date: 2003-02-13
Publication date: 2004-05-06
Anticipated expiration: 2023-02-14

Abstract

The loss reduction device reduces the compression shock (7) in the supersonic flow region (6) of a surface (5). A shock-inducing device (10) induces a weak shock in the flow, causing at least a 20% reduction in the cross section of the flow passing through the supersonic flow region. At least one shock-inducing device, consisting of a body (9), is spaced out from the surface in the supersonic flow region.

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur Reduktion von Verlusten mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.The invention relates to an arrangement to reduce losses with the features of the generic term of Claim 1.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND THE INVENTION

Mit Verlusten sind dabei insbesondere erhöhte Strömungswiderstände der überströmten Oberfläche gemeint.With losses are particular increased Flow resistance of the flowed surface meant.

Ein starker Verdichtungsstoß zeichnet sich dadurch aus, dass die Strömung beim Hindurchtreten durch den Verdichtungsstoß von Überschall- auf Unterschallgeschwindigkeit abgebremst wird. Ein starker Verdichtungsstoß verläuft im Wesentlichen senkrecht zu der Strömung. Demgegenüber weist die Strömung nach dem Hindurchtreten durch einen schwachen Stoß in einem Überschallströmungsgebiet regelmäßig weiterhin Überschallgeschwindigkeit auf. Ein schwacher Stoß verläuft zudem im wesentlichen schief zu der Strömung. Es wird daher auch zwischen senkrechten Verdichtungsstößen und schiefen Stößen unterschieden.A strong surge of compression marks is characterized by the flow when passing through the compression shock from supersonic to subsonic speed is braked. A strong shock is essentially vertical to the flow. In contrast, points the flow after passing through a weak impact in a supersonic flow area regular supersonic speed continues. There is also a weak impact essentially skewed to the flow. It is therefore also between vertical impacts and skew Differentiated impacts.

Bei einem Flug mit hohen Unterschallmachzahlen kommt es bei der Umströmung von Tragflügeln zur Ausbildung lokaler Überschallströmungsgebiete an der Oberseite der Tragflügel. Ein solches Überschallströmungsgebiet wird, insbesondere bei Flugbedingungen, für die das jeweilige Flugzeug nicht ausgelegt ist, durch einen ausgeprägten Verdichtungsstoß abgeschlossen. Neben dem Druck steigt die Entropie des Strömungsmediums über den Verdichtungsstoß an, und gleichzeitig sinkt der Ruhedruck. Dies verursacht einen sogenannten Wellenwiderstand. Die Wechselwirkung des Verdichtungsstoßes mit der Grenzschicht an der Oberfläche des Tragflügels kann zu einer Grenzschichtablösung führen, was weitere Verluste bedingt. Außerdem können als Folge des Verdichtungsstoßes sogenannte Buffetschwingungen der Strömung angeregt werden.On a flight with high subsonic numbers it comes with the flow of wings for the formation of local supersonic flow areas at the top of the wing. Such a supersonic flow area will, especially in flight conditions for which the respective aircraft is not is designed to be completed by a pronounced compression shock. In addition to the pressure, the entropy of the flow medium increases via the compression shock, and at the same time the resting pressure drops. This causes a so-called Impedance. The interaction of the shock with the boundary layer on the surface of the wing can lead to delamination to lead, which causes further losses. In addition, so-called Buffet vibrations of the current be stimulated.

Eine entsprechende Problematik tritt auch bei Einlauf- und Gitterströmungen auf. Ein Beispiel hierfür ist der Lufteinlauf eines luftatmenden Triebwerks für ein Flugzeug.A corresponding problem arises also with inlet and lattice flows on. An example of this is the air intake of an air-breathing engine for an aircraft.

Die Auswirkungen eines starken Verdichtungsstoßes können dadurch reduziert werden, dass die Überschallströmungvor dem Verdichtungsstoß durch schwache Stöße hindurchtritt und durch diese abgebremst wird. Die stufenweise Abbremsung der Strömung führt zu insgesamt geringeren Verlusten. Entsprechende Maßnahmen zeigen aber nur dann einen nutzbaren Effekt, wenn wenigstens 20 % der Strömung vor dem Verdichtungsstoß durch schwache Stöße abgebremst wird.This can result in the effects of a strong shock be reduced that the supersonic flow before the shock weak impacts and is slowed down by this. The gradual deceleration of the flow leads to a total lower losses. Appropriate measures only show one usable effect if at least 20% of the flow through before the shock weak impacts slowed down becomes.

Bei einer Gruppe von bekannten Anordnungen zur Reduktion von Verlusten mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 bewirken die stoßinduzierenden Mittel eine passive Ventilation an der Oberfläche, die mit perforierten Platten oder Rillen in der überströmten Oberfläche erreicht wird.In a group of known arrangements to reduce losses with the features of the generic term of Claim 1 cause the shock-inducing Means passive ventilation on the surface, with perforated plates or grooves in the overflowed surface becomes.

Bei einer anderen bekannten Anordnung zur Reduktion von Verlusten mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 umfassen die stoßinduzierenden Mittel Konturbeulen in der überströmten Oberfläche. Auch hierbei handelt es sich um eine passive Maßnahme.In another known arrangement to reduce losses with the features of the generic term of Claim 1 include the shock-inducing Medium contour bumps in the overflowed surface. Also this is a passive measure.

Bei bekannten aktiven Anordnungen zur Reduktion von Verlusten mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 wird mit den stoßinduzierenden Mittel an der Oberfläche abgesaugt und ausgeblasen, was z.B. periodisch geschehen kann, oder die überströmte Oberfläche wird aktiv verformt.With known active arrangements to reduce losses with the features of the generic term of Claim 1 is with the shock-inducing Medium on the surface aspirated and blown out, which e.g. can happen periodically, or the flooded surface will actively deformed.

Übersichten über die voranstehend als bekannt beschriebenen Anordnungen sind in den folgenden Druckschriften zu finden: E. Stanewsky et.al.: Drag Reduction by passive Shock Control – Results of the Project EUROSHOCK, AER2-CT92-0049 supported by the European Union 1993 – 1995. Vol. 56 of Notes on Numerical Fluid Mechanics , Viehweg Verlag, 1997, und Stanewsky, Egon, et.al.: Drag Reduction by Shock and Boundary Layer Control – Results of the Project EUROSHOCK II, Supported by the European Union 1996 – 1999, Springer Verlag, 2002.Overviews of the Arrangements described above as known are in the following Find publications: E. Stanewsky et al .: Drag Reduction by passive shock control results of the Project EUROSHOCK, AER2-CT92-0049 supported by the European Union 1993 - 1995. Vol. 56 of Notes on Numerical Fluid Mechanics, Viehweg Verlag, 1997, and Stanewsky, Egon, et al .: Drag Reduction by Shock and Boundary Layer Control - Results of the Project EUROSHOCK II, Supported by the European Union 1996 - 1999, Springer Publishing house, 2002.

Alle bekannten Anordnungen wirken unmittelbar an der überströmten Oberfläche am Rand des Strömungsfelds und damit primär auf die Grenzschicht der Strömung an der Oberfläche. Dabei hängen die erzielten Reduktionen bei den mit dem Verdichtungsstoß verbundenen Verlusten stark von einer genauen Formgebung und exakten Positionierung der an der überströmten Oberfläche vorgesehenen Anordnungen ab.All known arrangements work directly on the flooded surface at the edge of the flow field and therefore primarily on the boundary layer of the flow on the surface. Hang there the reductions achieved in those associated with the shock Losses greatly from precise shaping and exact positioning that provided on the overflowed surface Orders from.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung der eingangs beschriebenen Art aufzuzeigen, bei der die erzielte Reduktion der Verluste, die mit einem ein Überschallströmungsgebiet abschließenden starken Verdichtungsstoß verbunden sind, weniger stark von einer genauen Formgebung und exakten Positionierung der einzelnen Bestandteile der Anordnung abhängt.The invention has for its object a Show arrangement of the type described in the introduction, in which the achieved reduction in losses with a supersonic flow area final strong compression shock are connected, less of an exact shape and exact positioning depends on the individual components of the arrangement.

LÖSUNGSOLUTION

Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß durch die Anordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.The object of the invention is achieved by the arrangement with the features of claim 1 solved.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Anordnung sind in den Unteransprüchen 2 bis 16 beschrieben.Advantageous embodiments of the Arrangement are in the subclaims 2 to 16 described.

Bei der Erfindung wird die angestrebte Reduzierung der Verluste dadurch erreicht, dass in das Überschallströmungsgebiet oberhalb der Oberfläche ein oder mehrere direkt oder indirekt stoßinduzierende Körper eingebracht werden. Bei geeigneter Formgebung der Körper rufen diese direkt an ihrer Oberfläche bzw. an einer dort anliegenden Grenzschicht der Strömung und/oder am Rand einer von den Körpern ausgehenden Ablöseblase der Strömung schwache Stöße hervor, die die Strömung abbremsen. Diese Stöße erfassen leicht einen relativ großen Querschnitt der Strömung, da sie von den mit Abstand über der Oberfläche angeordneten Körpern ausgehen, und reduzieren so erheblich die Verluste aufgrund des starken Verdichtungsstoßes, der das Überschallströmungsgebiet abschließt. Der Druckanstieg wird mit Hilfe der schwachen Stöße allmählich statt über einen einzigen starken Verdichtungsstoß erreicht. Die Ruhedruckverluste bzw. der Entropieanstieg über den starken Verdichtungsstoß und damit der Wellenwiderstand werden dadurch kleiner.In the invention, the desired Redu The loss is achieved by introducing one or more directly or indirectly shock-inducing bodies into the supersonic flow area above the surface. If the bodies are suitably shaped, they cause weak impacts directly on their surface or on an adjacent boundary layer of the flow and / or on the edge of a detachment bubble of the flow, which slow down the flow. These impacts easily capture a relatively large cross-section of the flow, since they originate from the bodies arranged at a distance above the surface, and thus considerably reduce the losses due to the strong compression impact which closes off the supersonic flow area. The increase in pressure is achieved gradually with the help of the weak impacts instead of a single strong compression impact. The static pressure losses or the increase in entropy due to the strong compression shock and thus the wave resistance are thereby reduced.

Im Gegensatz zum Stand der Technik stört die neue Anordnung die Grenzschicht an der Oberfläche nicht oder nur indirekt. Gleichzeitig ist die exakte Lage jedes stoßinduzierenden Körpers für die Wirksamkeit der erfindungsgemäßen Anordnung von relativ geringer Bedeutung, da die verlustreduzierende Wirkung der induzierten Stöße nicht von einer exakten geometrischen Zuordnung der stoßinduzierenden Körper zu dem Verdichtungsstoß abhängt. Dies bedeutet in der Praxis, dass die neue Anordnung für die angestrebte Reduktion von Verlusten über eine große Varianz von unterschiedlichen Strömungsbedingungen wirksam ist, wie sie beispielsweise unter unterschiedlichen Anströmgeschwindigkeiten und Anströmwinkel an dem Tragflügel eines Flugzeugs oder auch an einem Lufteinlauf eines luftatmenden Triebwerks auftreten können. Das Einhalten der Anforderung, das der stoßinduzierende Körper in dem Überschallströmungsgebiet angeordnet ist, kann in der Regel für alle relevanten Strömungsbedingungen mit einer festen Anordnung des Körpers gegenüber der Oberfläche realisiert werden.In contrast to the state of the art disturbs the new arrangement the boundary layer on the surface not or only indirectly. At the same time, the exact location of each shock-inducing body is for effectiveness the arrangement according to the invention of relatively little importance because of the loss-reducing effect of the induced bumps of an exact geometric assignment of the shock-inducing body depends on the shock. this means in practice that the new arrangement for the intended reduction of losses over a big Variance of different flow conditions is effective such as under different inflow speeds and angle of attack on the wing of an aircraft or at an air intake of an air-breathing engine may occur. Compliance with the requirement that the shock-inducing body in the supersonic flow area is usually arranged for all relevant flow conditions a fixed arrangement of the body towards the surface will be realized.

Die Grenze von 20 % des Querschnitts der durch das Überschallströmungsgebiet hindurchtretenden Strömung ist bei der erfindungsgemäßen Anordnung durch die Lage der stoßinduzierenden Körper oberhalb der überströmten Oberfläche besonders leicht einzuhalten. Problemlos wird mehr als ein Drittel des Querschnitts erfasst. Besonders bevorzugt ist es, wenn die gesamte durch die untere, d.h. oberflächennahe Hälfte der Fläche des Verdichtungsstoßes hindurchtretende Strömung von jeweils mehreren schwachen Stößen in der Anströmungsrichtung der Strömung abgedeckt ist.The limit of 20% of the cross section through the supersonic flow area passing flow is in the arrangement according to the invention by the location of the shock-inducing body above the flooded surface in particular easy to keep. More than a third of the cross-section becomes problem-free detected. It is particularly preferred if the entire through lower, i.e. shallow half the area of the shock wave flow passing through of several weak impacts in the direction of flow the current is covered.

In einer konkreten Ausführungsform der neuen Anordnung kann der Körper ein langgestreckter, quer zu der Anströmungsrichtung über der Oberfläche verlaufender Körper sein. Ein solcher Körper kann durch ein über der Oberfläche gespanntes Seil oder eine Stange realisiert werden. Dabei kann der Körper einen runden Querschnitt aufweisen. Der Querschnitt kann aber auch profiliert sein, um über das Profil des Körpers Einfluss auf die von ihm direkt induzierten Stöße und die Form der Ablöseblase zu nehmen, die weitere Stöße induziert. Ein langgestreckter, quer zu der Anströmungsrichtung über der Oberfläche verlaufender Körper wird über der überströmten Oberfläche durch lokale, von der Oberfläche abstehende Halter gehalten. Die Anzahl dieser Halter ist unter Berücksichtigung der Stabilität der Anordnung möglichst klein zu halten, um eine möglichst große Nettoreduktion bei den Verlusten zu erzielen.In a concrete embodiment the new arrangement can the body an elongated, transverse to the flow direction over the surface running body his. Such a body can through an over the surface tensioned rope or a rod can be realized. The body can do one have a round cross-section. The cross section can also be profiled to be about that Profile of the body Influence on the impacts directly induced by him and the shape of the peeling bubble to take, which induces further shocks. An elongated, transverse to the flow direction over the surface body is about through the flooded surface local, from the surface protruding holder held. The number of these holders is taken into account of stability the arrangement as possible to keep it small, if possible size To achieve a net reduction in losses.

Statt eines quer zu der Anströmungsrichtung durchgehenden Körpers können auch mehrere Körper quer zu der Anströmungsrichtung nebeneinander über der Oberfläche angeordnet sein. Die Körper können dabei in der Anströmungsrichtung und/oder über der Oberfläche versetzt zueinander angeordnet sein. Durch eine solche versetzte Anordnung kann die Unempfindlichkeit der Anordnung gegenüber unterschiedlichen Strömungsbedingungen noch weiter erhöht werden.Instead of one that runs across the flow direction body can also several bodies transverse to the direction of flow side by side over the surface be arranged. The body can do it in the flow direction and / or over the surface be staggered. Through such a move Arrangement can make the arrangement insensitive to different flow conditions increased even further become.

In einer bevorzugten Ausführungsform der neuen Anordnung sind die Körper jeweils als entgegen der Anströmungsrichtung orientierte Spikes ausgebildet. D.h., sie sind nadelförmig, wobei ihre Nadelspitze von dem Verdichtungsstoß weg zeigt. Dabei stehen Halter, die die Spikes über der Oberfläche halten, vorzugsweise außerhalb des Überschallströmungsgebiets, hinter dem Verdichtungsstoß von der Oberfläche ab. So ragen nur die Spikes selbst in das Überschallströmungsgebiet hinein. Die Länge der Spikes ist dabei so zu wählen, dass sich die von ihnen ausgehenden Stöße so weit in Querrichtung zu der Anströmungsrichtung ausbreiten, dass sie die Strömung vor dem Verdichtungsstoß im Wesentlichen über ihre gesamte Breite abbremsen.In a preferred embodiment the new arrangement are the bodies each as opposite to the direction of flow oriented spikes. That is, they are acicular, where their needle point points away from the shock. There are holders over the spikes hold the surface preferably outside the supersonic flow area, behind the shock of the surface from. Only the spikes themselves protrude into the supersonic flow area into it. The length the spikes should be chosen that the shocks they emanate so far in the transverse direction to the direction of flow spread that they are the flow before the shock in Essentially about brake their entire width.

Ein Halter für mehrere Spikes kann eine quer über der Oberfläche verlaufende Stange aufweisen, von der die Spikes entgegen der Anströmungsrichtung abstehen.A holder for multiple spikes can be one across the surface Have extending rod from which the spikes against the direction of flow protrude.

Die Spitze eines Spikes muss nicht zwingend spitz sein. Sie kann auch anders, beispielsweise als Kugel geformt sein.The tip of a spike does not have to must be pointed. It can also be different, for example as a ball be shaped.

Es sind auch Körper als stoßinduzierende Mittel in der erfindungsgemäßen Anordnung einsetzbar, die von einem Halter mit Abstand über der Oberfläche gehalten werden, der innerhalb des Überschallströmungsgebiets, d.h. vor dem Verdichtungsstoß, von der Oberfläche absteht. Die entsprechenden Körper mit ihren Haltern können die Form überdimensionierter Stecknadeln aufweisen, die in der Oberfläche stecken. Bei in der Anströmungsrichtung relativ kurzen stoßinduzierenden Körpern werden die schwachen Stöße vor allem durch die von den Körpern ausgehende Ablöseblasen der Strömung, d.h. indirekt, induziert.They are also bodies as shock-inducing agents in the arrangement according to the invention can be used, which is held by a holder at a distance above the surface that are within the supersonic flow area, i.e. before the shock, from the surface projects. The corresponding body with their holders the shape oversized Have pins that are stuck in the surface. With relative in the flow direction short shock-inducing bodies the weak bumps above all through by the bodies outgoing peeling bubbles the current, i.e. indirect, induced.

Wichtige Anwendungen der neuen Anordnung betreffen die Reduktion von Verlusten bei Verdichtungsstoßen an der Oberseite von Tragflügeln von Flugzeugen und an der Unterdruckseite von Turbinenschaufeln. Tragflügel und Turbinenschaufeln sind durch eine Profiltiefe c in Anströmungsrichtung gekennzeichnet. Im folgenden wird exemplarisch der Fall des Tragflügels näher betrachtet.Important applications of the new arrangement concern the reduction of losses at Ver seal joints on the top of aircraft wings and on the vacuum side of turbine blades. The wings and turbine blades are characterized by a profile depth c in the direction of flow. In the following, the case of the wing will be considered as an example.

Der starke Verdichtungsstoß bildet sich typischerweise bei 70 % der Profiltiefe c aus. Die Erstreckung des Verdichtungsstoßes von der Oberseite des Tragflügels weg beträgt typischerweise 0,5 c. Dabei muss insbesondere die untere Hälfte des Verdichtungsstoßes, die näher an dem Tragflügel liegt, beeinflusst werden. Hieraus resultiert für die erwünschte Einflusshöhe ein Wert von 0,25 *c. Wenn man davon ausgeht, dass die Körper der erfindungsgemäßen Anordnung Stöße induzieren, die sich von ihnen sowohl zu der Oberfläche hin als auch von dieser weg erstrecken, liegt die ideale Höhe H des Körpers über der Oberfläche bei 0,125 *c. Allgemein liegt sie zwischen 0,05 *c und 0,25 *c. Sie kann aber auch bis zu 0,01 * c hinab gehen, sofern der entsprechende Ort über der Grenzschicht an der Oberfläche in dem Überschallströmungsgebiet bleibt.. Für den Ort x des Körpers bzw. seiner der Strömung entgegengerichteten Spitze in der Anströmungsrichtung von der Flügelvorderkante ist zu beachten, dass er vor dem Verdichtungsstoß liegt, also x in jedem Fall kleiner als 0,7 *c sein muss. Außerdem muss er so weit vor dem Verdichtungsstoß liegen, dass sich die induzierten Stöße bereits so weit quer zu der Anströmungsrichtung ausgeweitet haben, dass der Verdichtungsstoß in wesentlichen Teilen abgedeckt ist. Damit gilt x < 0,69 * c. Vorzugsweise ist x < 0,65 * c.The strong surge creates typically at 70% of the profile depth c. The extension of the shock wave from the top of the wing away is typically 0.5 c. The lower half of the Compression shock, the closer on the wing lies, are influenced. This results in a value for the desired level of influence from 0.25 * c. If one assumes that the body of the arrangement according to the invention Induce shocks, that differ from them both towards and from the surface extend away, the ideal height H of the body is above the surface 0.125 * c. Generally it is between 0.05 * c and 0.25 * c. she can also go down to 0.01 * c, if the corresponding one Place over the boundary layer on the surface in the supersonic flow area stays .. For the location x of the body or its the flow opposite tip in the flow direction from the leading edge of the wing it should be noted that it lies before the compression stroke, i.e. x in any case must be less than 0.7 * c. He also has to go that far the shock, that the induced impacts are already extended so far across the flow direction have that surge in essential parts is covered. Hence x <0.69 * c. Preferably x <0.65 * c.

Für die Länge L von Spikes, die von hinten durch den Verdichtungsstoß in das Überschallströmungsgebiet hineinragen, gilt entsprechend L > 0,01 * c und vorzugsweise L > 0,05 * c.For the length L of spikes from behind through the shock into the supersonic flow area protrude in accordance with L> 0.01 * c and preferably L> 0.05 * c.

Der seitliche Abstand S von einzelnen quer zu der Anströmungsrichtung angeordneten stoßinduzierenden Körpern ist typischerweise größer als 0,1 * c, vorzugsweise größer als 0,25 * c, einzustellen.The lateral distance S from individual transverse to the direction of flow arranged shock-inducing bodies is typically larger than 0.1 * c, preferably greater than 0.25 * c.

Eine andere wesentliche Anwendung der erfindungsgemäßen Anordnung betrifft Lufteinläufe, insbesondere bei einem Verdichter. Als Beispiel hierfür kann der Lufteinlauf eines luftatmenden Flugzeugtriebwerks angegeben werden. Ein von einem starken Verdichtungsstoß abgeschlossenes Überschallströmungsgebiet kann nicht nur bei einem mit Überschall sondern auch bei einem mit Unterschall angeströmten Lufteinlauf auftreten.Another essential application the arrangement according to the invention affects air inlets, in particular with a compressor. The air intake of a Air-breathing aircraft engine are specified. One of a strong one Compression supersonic flow area can not only with one with supersonic but also occur with an air intake that is subjected to subsonic sound.

Ein Lufteinlauf weist typischerweise einen Ringspalt zwischen einem Zentralkörper und einem diesen umgebenden Gehäuse auf, der auch als Einlaufkanal bezeichnet wird. Die Positionierung der stoßinduzierenden Körper in dem Einlaufkanal erfolgt typischerweise in einem Bereich von 0,1 bis 0,9 HE zwischen dem Zentralkörper und dem Gehäuse, wobei HE die Höhe des Einlaufkanals ist. Die Lagerung der stoßinduzierenden Körper kann dabei an dem Zentralkörper und/oder dem Gehäuse erfolgen.An air inlet typically shows an annular gap between a central body and a surrounding one casing on, which is also known as the inlet channel. The positioning the shock-inducing body in the inlet duct typically takes place in a range of 0.1 to 0.9 U between the central body and the housing, whereby HE the height of the inlet channel. The storage of the shock-inducing body can doing this on the central body and / or the housing respectively.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGURENSUMMARY THE FIGURES

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele weiter erläutert und beschrieben.The invention is described below of preferred exemplary embodiments shown in the figures further explained and described.

1 zeigt die Ausbildung eines Verdichtungsstoßes über einen im Querschnitt dargestellten Tragflügel, 1 shows the formation of a compression shock over a wing shown in cross section,

2 zeigt eine erste Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung zur Reduktion der mit dem Verdichtungsstoß gemäß 1 verbundenen Verluste, 2 shows a first embodiment of the arrangement according to the invention for reducing the compression shock according to 1 associated losses,

3 zeigt eine zweite Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung zur Reduktion der mit dem Verdichtungsstoß gemäß 1 verbundenen Verluste, 3 shows a second embodiment of the arrangement according to the invention for reducing the compression shock according to 1 associated losses,

4 zeigt eine dritte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung zur Reduktion der mit dem Verdichtungsstoß gemäß 1 verbundenen Verluste, 4 shows a third embodiment of the arrangement according to the invention for reducing the compression shock according to 1 associated losses,

5 zeigt ein Detail der Anordnung gemäß 3, 5 shows a detail of the arrangement according to 3 .

6 zeigt die geometrischen Verhältnisse bei dem Detail gemäß 5, 6 shows the geometric relationships in the detail according to 5 .

7 zeigt weitere geometrische Verhältnisse bei dem Detail gemäß 5 und 7 shows further geometrical relationships in the detail according to 5 and

8 zeigt einen weiteren Anwendungsfall für die erfindungsgemäße Anordnung zur Reduktion der mit einem Verdichtungsstoß verbundenen Verluste. 8th shows a further application for the arrangement according to the invention for reducing the losses associated with a compression shock.

FIGURENBESCHREIBUNGDESCRIPTION OF THE FIGURES

In 1 ist ein Tragflügel 1 im Querschnitt wiedergegeben. Der Tragflügel 1 weist eine Oberseite 2, eine Unterseite 3 und eine Profiltiefe c in einer Anströmungsrichtung 4 auf. Bei einer Anströmung des Tragflügels im Bereich hoher Unterschallgeschwindigkeiten bildet sich über der Oberfläche 5 des Tragflügels 1 an seiner Oberseite 2 ein Überschallströmungsgebiet 6 der Strömung aus. Das Überschallströmungsgebiet 6 schließt in der Anströmungsrichtung 4 mit einem Verdichtungsstoß 7 ab. Der Verdichtungsstoß 7 ist neben einem schnellen Druckanstieg durch einen Anstieg der Entropie des Strömungsmediums und einen Abfall des Ruhedrucks des Strömungsmediums gekennzeichnet. Er führt deshalb zu einem sogenannten Wellenwiderstand. Weiterhin kann die Wechselwirkung des Verdichtungsstoßes mit einer Grenzschicht 8 an der Oberfläche 5 des Tragflügels 1 zu einer Grenzschichtablösung führen, was hier durch eine abgelöste Grenzschicht 18 hinter dem Verdichtungsstoß 7 angedeutet ist und weitere Verluste bedingt. Durch die Grenzschichtablösung werden schwache Stöße 10 in der Strömung induziert, die jedoch nur einen unwesentlichen Teil der durch das Überschallströmungsgebiet 6 hindurchtretenden Strömung erfassen. Außerdem ist auch das Auftreten von Strömungsschwingungen, das sogenannte Buffetting möglich.In 1 is a wing 1 shown in cross section. The wing 1 has a top 2 , a bottom 3 and a profile depth c in a flow direction 4 on. When the wing is exposed to high subsonic velocities, it forms above the surface 5 of the wing 1 on its top 2 a supersonic flow area 6 the current. The supersonic flow area 6 closes in the direction of flow 4 with a shock 7 from. The shock 7 is characterized in addition to a rapid increase in pressure by an increase in the entropy of the flow medium and a decrease in the resting pressure of the flow medium. It therefore leads to a so-called wave resistance. Furthermore, the interaction of the compression shock with a boundary layer 8th on the surface 5 of the wing 1 lead to boundary layer detachment, which is caused here by a detached boundary layer 18 behind the shock 7 is indicated and causes further losses. The boundary layer detachment creates weak impacts 10 induced in the flow, but only an insignificant part of that through the supersonic flow area 6 flow flowing through it. There is also the occurrence of flow vibrations, the so-called buffetting possible.

2 zeigt eine Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung eines Körpers 9 in dem Überschallströmungsgebiet 6 vor dem Verdichtungsstoß 7. Von dem Körper 9, bei dem es sich hier um einen quer zu der Anströmungsrichtung 4 über der Oberfläche 5 verlaufenden Stab 11 mit kreisrundem Querschnitt handelt, löst sich eine Ablöseblase 20 ab, die schwache Stöße 10 induziert, welche die Strömung über eine wesentliche Fläche des Verdichtungsstoßes vor dem Verdichtungsstoß 7 abbremst. In der Folge wird der Druckanstieg nicht mehr schnell sondern allmählich erreicht. Der Ruhedruckverlust, der Entropieanstieg und der Wellenwiderstand werden entsprechend verringert. Die negativen Einflüsse des Verdichtungsstoßes 7 auf die Grenzschicht 8 werden ebenfalls reduziert. Gleichzeitig gibt es keine direkten negativen Einflüsse des Körpers 9 auf die Grenzschicht 8, so dass insgesamt ihre Ablösung verhindert werden kann. Die schwachen Stöße 10 werden hier also oberhalb der Grenzschicht 8 und nicht mehr wie in 1 durch die Grenzschichtablösung induziert. Der Körper 9 wird über untereinander beabstandete Halter, die von der Oberfläche 5 abstehen und die hier nicht dargestellt sind, über der Oberfläche gehalten. 2 shows an embodiment of the arrangement of a body according to the invention 9 in the supersonic flow area 6 before the shock 7 , From the body 9 , which is a cross-flow direction 4 above the surface 5 trending rod 11 with a circular cross-section, a detachment bubble is released 20 off the weak bumps 10 which induces the flow over a substantial area of the shock before the shock 7 decelerating. As a result, the pressure rise is no longer achieved quickly but gradually. The loss of static pressure, the increase in entropy and the wave resistance are reduced accordingly. The negative influences of the shock wave 7 to the boundary layer 8th are also reduced. At the same time, there are no direct negative influences from the body 9 to the boundary layer 8th , so that their detachment as a whole can be prevented. The weak bumps 10 are here above the boundary layer 8th and no longer like in 1 induced by boundary layer detachment. The body 9 is spaced apart from each other by the surface 5 protrude and which are not shown here, held above the surface.

3 skizziert eine andere Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung, bei der als Körper 9 ein Spike 12 vorgesehen ist. Die Spitze 13 des Spikes 12 zeigt entgegen der Anströmungsrichtung 4. Ein Halter 14 für den Spike 12 ist außerhalb des Überschallströmungsgebiets 6, hinter dem Verdichtungsstoß 7 an der Oberfläche 5 befestigt. Von diesem ragt der Spike 12 durch den Verdichtungsstoß 7 hindurch in das Überschallströmungsgebiet 6 hinein. Die von dem Spike 7 direkt und durch die von ihm ausgehende Ablöseblase 20 indirekt induzierten Stöße 10 bremsen die Strömung vor dem Verdichtungsstoß 7 ab und reduzieren so die mit diesem Verdichtungsschutz 7 typischerweise verbundenen Verluste. Die geometrischen Einzelheiten der Anordnung gemäß 3 werden noch näher im Zusammenhang mit den 5 bis 7 beschrieben werden. 3 outlines another embodiment of the arrangement according to the invention, in which as a body 9 a spike 12 is provided. The summit 13 of the spike 12 shows against the flow direction 4 , A holder 14 for the spike 12 is outside of the supersonic flow area 6 , behind the shock 7 on the surface 5 attached. The spike protrudes from this 12 through the shock 7 through into the supersonic flow area 6 into it. The one from the spike 7 directly and through the peeling bubble emanating from it 20 indirectly induced shocks 10 brake the flow before the shock 7 and thus reduce those with this compression protection 7 typically associated losses. The geometrical details of the arrangement according to 3 become even closer in connection with the 5 to 7 to be discribed.

4 zeigt eine weitere Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung, bei der der Körper 9 von einem Halter 15 über der Oberfläche 5 des Tragflügels 1 gehalten wird, der innerhalb des Überschallströmungsgebiets 6 von der Oberfläche 5 absteht. Hierdurch kommt es zwar zu einer gewissen Beeinflussung der Grenzschicht 8 an der Oberfläche 5 durch den Halter 15. Primär werden aber auch hier durch den Körper 9 bzw. die von ihm ausgehende Ablöseblase 20 schwache Stöße 10 induziert, die die Strömung bereits vor dem Durchlaufen des starken Verdichtungsstoßes 7 abbremsen, um die typischerweise mit dem Verdichtungsstoß 7 verbundenen Verluste zu reduzieren. 4 shows a further embodiment of the arrangement according to the invention, in which the body 9 from a holder 15 above the surface 5 of the wing 1 held within the supersonic flow area 6 from the surface 5 projects. This does have a certain influence on the boundary layer 8th on the surface 5 through the holder 15 , Here too, however, the body becomes primary 9 or the transfer bubble emanating from it 20 weak bumps 10 which induces the flow even before going through the strong surge 7 brake to the typically with the shock 7 reduce associated losses.

5 zeigt als Detail von 3, jedoch ohne Berücksichtigung der dort ebenfalls wiedergegebenen Grenzschicht 8, die Oberfläche 5 an der Oberseite 2 des Tragflügels 1 mit dem von dieser abstehenden Halter 14 für den Spike 12 als Ausführungsform des Körpers 9, von dem Stöße 10 ausgehen, die die Strömung vor dem Verdichtungsstoß 7 in erheblichem Umfang abbremsen. Dabei ist aus 5 zu entnehmen, dass die Lage der Spitze 13 des Spikes 12 so abgestimmt ist, dass der Verdichtungsstoß 7 in seinem gesamten oberflächennahen Bereich in der Anströmungsrichtung 4 von den Stößen 10 abgedeckt ist. 5 shows as a detail of 3 , but without taking into account the boundary layer also shown there 8th , the surface 5 at the top 2 of the wing 1 with the holder protruding from it 14 for the spike 12 as an embodiment of the body 9 from the bumps 10 emanate the flow before the shock 7 slow down to a considerable extent. It is over 5 infer that the location of the top 13 of the spike 12 is matched so that the compression shock 7 in its entire near-surface area in the flow direction 4 from the bumps 10 is covered.

In Verbindung mit den nachfolgenden 6 und 7 wird jetzt erläutert, wie der Spike 12 zu dimensionieren und anzuordnen ist, damit dieses Ergebnis erzielt wird. Dabei besteht die erfindungsgemäße Anordnung aus einer Reihe von in der Blickrichtung gemäß 5 hintereinander liegenden Spikes, wie aus der Draufsicht von oben auf zwei solche Spikes gemäß 7 deutlich wird. Betrachtet werden möge die transsonische Umströmung eines Tragflügels der Profiltiefe c. In dem lokalen Überschallströmungsgebiet 6 sollen Machzahlen M von M ≥ 1,3 vor dem das Überstrahlströmungsgebiet abschließenden Verdichtungsstoß 7 erreicht werden. Der Verdichtungsstoß 7 liegt typischerweise bei etwa 0,7 *c, also bei 70 % der Profiltiefe c stromab der Tragflügelvorderkante. Nach oben erstreckt sich das Überschallströmungsgebiet 6 ca. 0,5 * c über der Oberseite 2 des Tragflügels 1. Dasselbe gilt für den Verdichtungsstoß 7. Insbesondere die untere Hälfte des Verdichtungsstoßes 7 sollte erfasst werden. Somit ergibt sich eine gewünschte Einflusshöhe von etwa 0,25 *c. Die erfindungsgemäße Beeinflussung der Strömung vor dem Verdichtungsstoß 7 erfolgt hier durch die Stöße 10, die von den Spikes 12 induziert werden. Dabei ist davon auszugehen, dass die genaue Struktur der induzierten Stöße 10 kompliziert ist. Für eine Abschätzung kann diese Stoßstruktur vereinfacht wie in Bild 6 dargestellt werden, wonach von der Spitze 13 der Spikes 12 in einem Winkel α ein Stoße 10 ausgeht. Das Einflussgebiet des Spikes 12 ist dann durch den Winkel α gegeben, der seinerseits von der Machzahl und der Stoßintensität abhängig ist. Zur Abschätzung der notwendigen Lage der Spitze 13 des Spikes 12 kann der ungünstigste Fall angenommen werden, in dem der kleinstmögliche Winkel α für die gegebene Machzahl auftritt. Es wird somit die Ausbreitung einer sogenannten Mach'schen Welle betrachtet. Bei einer Machzahl M ist der Ausbreitungswinkel der Mach'schen Welle durch α = arcsin (1/M) gegeben. Die notwendige Höhe H der Spitze 13 über der Oberfläche 5 (6) sollte die Hälfte der Einflusshöhe betragen, also H = 0,125 * c. Die Länge L des Spikes zwischen der Spitze 13 und dem Halter 14 sollte über dem notwendigen Abstand H / tanα = 0,125 * c / tanα liegen, damit der Halter 14 auch bei erwarteten Bewegungen des Verdichtungsstoßes 7 in der Anströmungsrichtung 4 hinter dem Verdichtungsstoß 7 bleibt. Bei größeren Bewegungen des Verdichtungsstoßes 7 und wenn der Stoß dabei hinter den Halter tritt, wirkt der Spike 12 zwar immer noch als Nachlaufgenerator, bei dem die schwachen Stöße 7 im wesentlichen von der Ablöseblase 20 induziert werden. Ansonsten aber ist L = 0,125 * c / tan α die Untergrenze. Der Abstand S zwischen den Spikes in Richtung quer zu der Anströmungsrichtung 4 (s. 7) würde sich hier zu S = 0,25 * c ergeben. Bei Berücksichtigung möglicher Bewegungen des Verdichtungsstoßes in Richtung der Anströmungsrichtung 4 müsste der Wert von S verkleinert werden.In conjunction with the following 6 and 7 will now explain how the spike 12 must be dimensioned and arranged so that this result is achieved. The arrangement according to the invention consists of a number in the direction of view 5 Spikes lying one behind the other, as shown in the top view of two such spikes 7 becomes clear. Let us consider the transonic flow around a wing of profile depth c. In the local supersonic flow area 6 Mach numbers M should be M ≥ 1.3 before the compression surge that closes the overflow flow region 7 can be achieved. The shock 7 is typically around 0.7 * c, i.e. 70% of the profile depth c downstream of the leading edge of the wing. The supersonic flow area extends upwards 6 about 0.5 * c above the top 2 of the wing 1 , The same applies to the shock 7 , In particular the lower half of the shock wave 7 should be captured. This results in a desired level of influence of approximately 0.25 * c. Influencing the flow according to the invention before the compression stroke 7 takes place here through the bumps 10 by the spikes 12 be induced. It can be assumed that the exact structure of the induced impacts 10 is complicated. For an estimate, this impact structure can be simplified as shown in Figure 6, then from the top 13 the spikes 12 an impact at an angle α 10 emanates. The area of influence of the spike 12 is then given by the angle α, which in turn depends on the Mach number and the impact intensity. To estimate the necessary position of the tip 13 of the spike 12 the worst case can be assumed, in which the smallest possible angle α occurs for the given Mach number. The spread of a so-called Mach wave is considered. At a Mach number M, the angle of propagation of the Mach wave is given by α = arcsin (1 / M). The necessary height H of the tip 13 above the surface 5 ( 6 ) should be half the amount of influence, i.e. H = 0.125 * c. The length L of the spike between the tip 13 and the holder 14 should be above the necessary distance H / tanα = 0.125 * c / tanα so that the holder 14 even with expected movements of the shock wave 7 in the flow direction 4 behind the shock 7 remains. For larger movements of the shock wave 7 and if the shock comes behind the holder, the spike works 12 still as a night barrel generator where the weak impacts 7 essentially from the peel bubble 20 be induced. Otherwise, L = 0.125 * c / tan α is the lower limit. The distance S between the spikes in the direction transverse to the flow direction 4 (S. 7 ) would result in S = 0.25 * c. Taking into account possible movements of the compression shock in the direction of the flow direction 4 the value of S would have to be reduced.

Bei einer Machzahl von M = 1,3, dies entspricht α = 50°, und einer Profiltiefe c = 1 m kommt man zu den folgenden Abmessungen für den Spike: H = 0,125 * c = 0,125 m, L > 0,125 * c / 1,2 = 0,105 m, S < 0,25 *c = 0,25 m. Dies sind schon vergleichsweise ungünstige, d.h. große Abmessungen für die Spikes 12, da bei reellen Konfigurationen wegen des in Wirklichkeit größeren Winkels α hinsichtlich der Höhe H und der Länge L auch kleinere Werte und hinsichtlich des Abstands S auch größere Werte möglich sind.With a Mach number of M = 1.3, this corresponds to α = 50 °, and a profile depth c = 1 m, the following dimensions are obtained for the spike: H = 0.125 * c = 0.125 m, L> 0.125 * c / 1 , 2 = 0.105 m, S <0.25 * c = 0.25 m. These are comparatively unfavorable, ie large dimensions for the spikes 12 , because in real configurations smaller values are possible with regard to the height H and length L because of the actually larger angle α and larger values are also possible with regard to the distance S.

8 zeigt eine weitere Anwendungsmöglichkeit der erfindungsgemäßen Anordnung an dem Lufteinlauf eines Verdichters eines luftatmenden Triebwerks für ein Flugzeug. In dem Lufteinlauf wird eine in der Anströmungsrichtung 4 mit Überschall ankommende Strömung abgebremst. Dieser Vorgang führt unvermeidbar zu einem starken Verdichtungsstoß 7 im Eingangsbereich des Gehäuses 16 des Lufteinlaufs. Unterhalb der Achse 17 ist in 8 dargestellt, dass der Verdichtungsstoß 7 zu einer Ablösung der Grenzschicht 8 von der Oberfläche 5 des Zentralkörpers 19 in dem Lufteinlauf 16 führt. Das Ablösen der Grenzschicht 8 (die bereits abgelöste Grenzschicht ist in 8, unten mit 18 bezeichnet) ist mit hohen Verlusten, d.h. einem erhöhten Strömungswiderstand des Lufteinlaufs verbunden. Durch den erfindungsgemäß angeordneten Körper 9, der oberhalb der Achse 17 in Form der Spikes 12 gemäß den 3 sowie 5 und 7 dargestellt ist, kann der Verdichtungsstoß 7 soweit in seiner Stärke herabgesetzt werden, dass die Grenzschicht 8 nicht von der Oberfläche 5 des Zentralkörpers 19 ablöst. 8th shows a further application of the arrangement according to the invention at the air inlet of a compressor of an air breathing engine for an aircraft. In the air inlet there is one in the direction of flow 4 decelerated with supersonic flow. This process inevitably leads to a strong shock 7 in the entrance area of the housing 16 of the air intake. Below the axis 17 is in 8th shown that the shock 7 to a detachment of the boundary layer 8th from the surface 5 of the central body 19 in the air intake 16 leads. The detachment of the boundary layer 8th (the boundary layer already detached is in 8th , designated 18 below) is associated with high losses, ie an increased flow resistance of the air inlet. Through the body arranged according to the invention 9 that is above the axis 17 in the form of the spikes 12 according to the 3 such as 5 and 7 is shown, the shock 7 to the extent that its thickness is reduced that the boundary layer 8th not from the surface 5 of the central body 19 replaces.

Die Erfindung ist generell überall dort einsetzbar, wo Verdichtungsstöße zwischen einem Überschallströmungsgebiet und einem Unterschallströmungsgebiet zu Verlusten bzw. Strömungswiderständen führen.The invention is generally everywhere can be used where compression peaks between a supersonic flow area and a subsonic flow area lead to losses or flow resistance.

11: TragflügelHydrofoil
22: Oberseitetop
33: Unterseitebottom
44: Anströmungsrichtunginflow direction
55: Oberflächesurface
66: ÜberschallströmungsgebieÜberschallströmungsgebie
77: Starker VerdichtungsstoßStronger shock wave
88th: Grenzschichtinterface
99: Körperbody
1010: Schwacher StoßWeaker shock
1111: StabRod
1212: SpikeSpike
1313: Spitzetop
1414: Halterholder
1515: Halterholder
1616: Gehäusecasing
1717: Achseaxis
1818: Abgelöste GrenzschichtDetached boundary layer
1919: Zentralkörpercentral body
2020: Ablöseblaseseparation bubble

Claims

Arrangement for reducing losses associated with a supersonic flow area of a surface-flowing flow, which ends with a strong compression shock, wherein shock-inducing means are provided which induce at least one weak shock in the flow, wherein at least a portion of the flow, the 20th % of the cross-section of the flow passing through the supersonic flow area is braked by at least one of the weak impacts before the strong compression shock is reached, characterized in that the shock-inducing means at least one shock-inducing body ( 9 ) which is at a distance from the surface ( 5 ) in the supersonic flow area ( 6 ) is arranged.

Arrangement according to claim 1, characterized in that the shock-inducing body ( 9 ) at a distance above a boundary layer ( 8th ) the flow on the surface ( 5 ) is arranged.

Arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that the shock-inducing body ( 9 ) at least a weak push ( 10 ) induced directly.

Arrangement according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the shock-inducing body ( 9 ) at least a weak push ( 10 ) indirectly through a peeling bubble ( 20 ) induced.

Arrangement according to claim 4, characterized in that the shock-inducing body ( 9 ) an elongated, transverse to the flow direction ( 4 ) above the surface ( 5 ) running body ( 9 ) is.

Arrangement according to one of claims 1 to 4, characterized in that transverse to the flow direction ( 4 ) several shock-inducing bodies ( 9 ) side by side over the surface ( 5 ) are arranged.

Arrangement according to claim 6, characterized in that the shock-indicating body ( 9 ) in the flow direction ( 4 ) and / or their distance from the surface ( 5 ) are staggered.

Arrangement according to claim 6 or 7, characterized in that the body ( 9 ) against the flow direction ( 4 ) oriented spikes ( 12 ) include.

Arrangement according to claim 8, characterized in that the spikes ( 12 ) of holders ( 14 ) above the surface ( 5 ) held outside the supersonic flow area ( 6 ), behind the shock ( 7 ) from the surface ( 5 ) stick out.

Arrangement according to one of claims 1 to 8, characterized in that each body ( 9 ) from a holder ( 15 ) above the surface ( 5 ) held within the supersonic flow area ( 6 ), before the shock ( 7 ) from the surface ( 5 ) protrudes.

Arrangement according to one of claims 1 to 10, characterized in that the surface ( 5 ) the surface of a wing ( 1 ) or a turbine blade with profile depth c.

Arrangement according to claim 11, characterized in that for the height H of the body ( 9 ) above the surface 0.01 * c <H <0.25 * c applies.

Arrangement according to claim 11 or 12, characterized in that for the location x of the tip of the body opposite the flow ( 9 ) in the flow direction ( 4 ) from the leading edge x <0.69 * c applies.

Arrangement according to claims 9 and 11, characterized in that for the length L of the spikes ( 12 ) L> 0.015 * c applies.

Arrangement according to claims 6 and 11, characterized in that for the lateral distance S the body ( 9 ) S> 0.1 * c applies.

Arrangement according to at least one of claims 1 to 10, characterized in that the surface ( 5 ) a surface of an air intake ( 16 ), especially with a compressor.