DE1172545B

DE1172545B - Air inlet for the engines of supersonic aircraft

Info

Publication number: DE1172545B
Application number: DER31849A
Authority: DE
Inventors: Peter Arthur Ward
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1961-01-10
Filing date: 1962-01-10
Publication date: 1964-06-18

Description

Lufteinlaß für Triebwerke von Überschallflugzeugen Die Erfindung betrifft einen Lufteinlaß für Triebwerke von Überschallflugzeugen mit veränderbarem Profil der Vorderkanten. Im Flug mit überschallgeschwindigkeit ist es vorteilhaft, wenn der Lufteinlaß scharfe Eintrittskanten besitzt, während im Flug mit Unterschallgeschwindigkeit stumpfe Eintrittskanten einen besseren Wirkungsgrad ergeben.Air intake for engines of supersonic aircraft The invention relates to an air inlet for engines of supersonic aircraft with variable profile the leading edges. In flight at supersonic speed it is advantageous if the air inlet has sharp leading edges while in subsonic flight blunt leading edges result in better efficiency.

Es sind schon Einrichtungen, z. B. aufblasbare elastische Wülste bekannt, um das Profil der Eintrittskanten von Lufteinlässen verändern zu können. Die bekannten Einrichtungen sind aber in vieler Hinsicht nicht zufriedenstellend.There are already facilities such. B. inflatable elastic beads are known, to be able to change the profile of the leading edges of air inlets. The known However, facilities are unsatisfactory in many respects.

Die Erfindung besteht im wesentlichen darin, daß ein Rahmen vorgesehen ist, der aus einer Ruhestellung in eine Betriebsstellung bewegt werden kann, in der er über den scharf getippten Vorderkanten des Lufteinlasses liegt, wobei der Rahmen so geformt ist, daß er in der Betriebsstellung den Lufteinlaß mit stumpfen Vorderkanten versieht.The invention consists essentially in that a frame is provided is that can be moved from a rest position to an operating position, in which it lies over the sharp front edges of the air inlet, with the Frame is shaped so that it blunt the air inlet in the operating position Front edges.

In der bevorzugten Ausführung besitzt der Rahmen auch Enteisungsmittel. Zu diesem Zweck besteht er aus rohrförmigen Elementen, die mit heißen Gasen vom Motor versorgt werden. Ist der Motor ein Gasturbinenmotor, wird zur Versorgung die Luft vom Verdichter zugeführt.In the preferred embodiment, the frame also has de-icing means. For this purpose it consists of tubular elements that are emitted with hot gases Motor are supplied. If the engine is a gas turbine engine, the Air supplied from the compressor.

Die Anordnung ist derart, daß, wenn der Rahmen in seiner Betriebsstellung steht, heiße Gase daraus entweichen können, um auch den Lufteinlaßkanal aufzuheizen. So kann dieser Rahmen beispielsweise aus im Profil U-förmigen Elementen bestehen, in denen je ein flaches Teil so angeordnet ist, daß seine Längskanten zumindest teilweise im Abstand von den im Profil U-förmigen Teilen stehen.The arrangement is such that when the frame is in its operative position stands, hot gases can escape from it in order to also heat up the air inlet duct. For example, this frame can consist of U-shaped elements, in each of which a flat part is arranged so that its longitudinal edges at least partially stand at a distance from the U-shaped parts in profile.

Bei Flugzeugen mit mehreren Strahltriebwerken, deren Lufteinlässe nebeneinander angeordnet sind, kann ein gemeinsamer Rahmen vorgesehen sein, der sich in die Betriebsstellung und aus derselben bewegen läßt.For aircraft with several jet engines, their air inlets are arranged side by side, a common frame can be provided, the can be moved into and out of the operating position.

Vorzugsweise ist der Rahmen so am Flugzeug angebaut, daß er sich nach aufwärts in seine Betriebsstellung bewegt.The frame is preferably installed on the aircraft in such a way that it follows moved up to its operating position.

Weitere Merkmale der Erfindung gehen aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels an Hand der Zeichnungen hervor.Further features of the invention emerge from the following description an embodiment with reference to the drawings.

Es stellt dar F i g. 1 einen Grundriß eines Flugzeugs mit erfindungsgemäßen Lufteinlässen, F i g. 2 einen abgebrochenen Längsschnitt eines Lufteinlasses nach F i g. 1, F i g. 3 eine Vergrößerung des Aufbaus nach F i g. 2, F i g. 4 ein abgebrochenes Schaubild eines erfindungsgemäßen Rahmens nach F i g. 1 und F i g. 5 ein Schaubild in vergrößertem Maßstab von einem Teil des Rahmens nach F i g. 4.It represents F i g. 1 is a plan view of an aircraft with the invention Air inlets, FIG. 2 shows a broken longitudinal section of an air inlet F i g. 1, Fig. 3 shows an enlargement of the structure according to FIG. 2, fig. 4 an aborted Diagram of a frame according to the invention according to FIG. 1 and F i g. 5 a diagram on an enlarged scale of part of the frame according to FIG. 4th

Wie aus der Zeichnung zu ersehen, hat das Flugzeug 10 einen Rumpf 11 und einen Deltaflügel 12. Nahe der Hinterkante 13 des Flügels 12 befinden sich zwei Paare von Vorwärtstriebwerken, in diesem Falle Gasturbinenstrahltriebwerke 14. Die Motoren 14 jedes Paares liegen dicht nebeneinander und stehen parallel zueinander.As can be seen from the drawing, the aircraft 10 has a fuselage 11 and a delta wing 12. Near the trailing edge 13 of the wing 12 are located two pairs of forward engines, in this case gas turbine jet engines 14. The motors 14 of each pair are close to one another and are parallel to one another.

Jeder Motor 14 hat einen Lufteinlaßkanal 15, wobei die Kanäle 15 nebeneinanderliegender Motoren 14 in der Richtung nach vorn konvergieren. Jeder Kanal 15 hat eine scharf getippte rechteckige Vorderkante 16.Each engine 14 has an air intake duct 15, the ducts 15 being more adjacent Motors 14 converge in the forward direction. Each channel 15 has one sharp typed rectangular leading edge 16.

Zwei Rohrrahmen 17 sind vorgesehen, welche in der Außerbetriebstellung nach F i g. 1 und 4 jeweils in einer nicht dargestellten Vertiefung im Flügel 12 liegen und sich nach vorn unterhalb des betreffenden Paars von Lufteinlässen 15 erstrecken.Two tubular frames 17 are provided, which are in the inoperative position according to FIG. 1 and 4 each in a recess (not shown) in the wing 12 lie and move forward below the relevant pair of air inlets 15 extend.

Jeder Rahmen 17 (F i g. 4) besteht aus rohrförmigen Elementen 20, 21, 22, die zueinander parallel liegen und sich in Längsrichtung erstrecken. Weiterhin umfaßt jeder Rahmen 17 rohrförmige Elemente 23, 24, die zueinander parallel und quer im Rahmen liegen, wobei die Innenräume der Elemente 23, 24 mit denen der Elemente 20, 21, 22 kommunizieren.Each frame 17 (FIG. 4) consists of tubular elements 20, 21, 22 which are parallel to one another and extend in the longitudinal direction. Furthermore, each frame 17 comprises tubular elements 23, 24 which are parallel and transverse to one another in the frame, the interiors of the elements 23, 24 communicating with those of the elements 20, 21, 22.

Jedes dieser Rohrelemente 20 bis 24 umfaßt einen langen, im Profil U-förmigen Teil 25 (F i g. 5), in dem ein langer flacher Teil 26 montiert ist. Die Längskanten jedes dieser flachen Teile 26 besitzen Ansätze 27, 28, die mit den U-förmigen Teilen 25 in Eingriff treten, wobei die Elemente 26 zwischen benachbarten Ansätzen 27, 28 ausgespart sind. so dß zwischen den Teilen 25 und 26 Spalte entstehen.Each of these tubular elements 20 to 24 comprises a long, in profile U-shaped part 25 (Fig. 5), in which a long flat part 26 is mounted. The longitudinal edges of each of these flat parts 26 have lugs 27, 28 which engage with the U-shaped parts 25, the elements 26 being recessed between adjacent lugs 27, 28. so that gaps are created between parts 25 and 26.

Jeder Rahmen 17 umfaßt auch ein Rohr 31, welches für diesen Rahmen 17 eine Schwenkachse darstellt. Der Innenraum des Rohres 31 jedes Rahmens 17 kommuniziert mit den Innenräumen der Elemente 20, 21, 22 und kann mit Luft beliefert werden- die durch die Verdichtung im nicht dargestellten Verdichter der Motoren 14 erwärmt wurde. Die durch jedes Rohr 28 strömende Heißluftmenge wird durch Hähne 32.33 geregelt (F i g. 1).Each frame 17 also includes a tube 31, which for this frame 17 represents a pivot axis. The interior of the tube 31 of each frame 17 communicates with the interiors of elements 20, 21, 22 and can be supplied with air- which is heated by the compression in the compressor, not shown, of the motors 14 became. The amount of hot air flowing through each tube 28 is regulated by taps 32.33 (Fig. 1).

An einem vom Rohr 31 abstehenden Punkt jedes Elements 21 des Rahmens 17 befindet sich eine Konsole 34, welche schwenkbar mit einer Druckstange 35 verbunden ist. Wenn diese Druckstange 35 durch nicht dargestellte Mittel in der Richtung des Pfeils 36 bewegt wird, schwenkt sich der Rahmen um das Rohr 31. Hierdurch wird er aus seiner Außerbetriebstellung nach F i g. 4 bewegt und tritt durch eine rechteckige öffnung 37 aus dem Flügel 12 heraus. bis der Rahmen 17 seine Betriebsstellung nach F i g. 2 erreicht.At a point of each element 21 of the frame 17 protruding from the tube 31 there is a bracket 34 which is pivotably connected to a push rod 35. When this push rod 35 is moved in the direction of arrow 36 by means not shown, the frame pivots about the tube 31. As a result, it is moved out of its inoperative position according to FIG. 4 moves and emerges from the wing 12 through a rectangular opening 37. until the frame 17 is in its operating position according to FIG. 2 reached.

In dieser Betriebsstellung überdecken die Elemente 20, 21, 22 die sich vertikal erstreckenden Teile der Vorderkanten 16 und die Elemente 23, 24 die sich horizontal erstreckenden Teile der Vorderkanten 16.In this operating position, the elements 20, 21, 22 cover the vertically extending parts of the front edges 16 and the elements 23, 24 cover the horizontally extending parts of the front edges 16.

Wenn das Flugzeug mit Überschallgeschwindigkeit fliegt, befindet sich der Rahmen 17 in seiner Außerbetriebstellung nach F i g. 4, und die Hähne 32, 33 sind geschlossen. Bei Überschallgeschwindigkeit haben die Lufteinlaßkanäle 15 daher scharf gelippte Vorderkanten und werden nicht unmittelbar enteist, da sich die Enteisung unter diesen Bedingungen erübrigt.When the aircraft is flying at supersonic speed, it is located the frame 17 in its inoperative position according to FIG. 4, and taps 32, 33 are closed. At supersonic speed, the air inlet ducts 15 therefore sharp lipped leading edges and are not immediately de-iced, as de-icing occurs unnecessary under these conditions.

Wenn das Flugzeug 10 jedoch mit Unterschallgeschwindigkeit fliegt und ein Vereisen unter diesen Bedingungen möglich ist, wird der Rahmen 17 durch die Schubstangen 35 durch die Öffnung 37 hindurchbewegt und nimmt die Betriebsstellung nach F i g. 2 ein.If, however, the aircraft 10 is flying at subsonic speed and freezing is possible under these conditions, the frame 17 is moved through the opening 37 by the push rods 35 and assumes the operating position according to FIG. 2 a.

Die Hähne 32, 33 werden dabei geöffnet, so daß Heißluft an die Elemente 20 bis 24 geliefert wird. Diese Heißluft verhindert die Bildung von Eis an den Elementen 20 bis 24 und entweicht durch die Spalte 30 in denselben, so daß die Vorderkanten 16 und die stromaufwärtigen Teile der Lufteinlässe 15 erwärmt werden. Gleichzeitig versieht der Rahmen 17 in seiner Betriebsstellung die entsprechenden Lufteinlässe 15 mit abgerundeten Vorderkanten.The taps 32, 33 are opened so that hot air is supplied to the elements 20 to 24. This hot air prevents the formation of ice on the elements 20 to 24 and escapes through the gaps 30 in the same, so that the leading edges 16 and the upstream parts of the air inlets 15 are heated. At the same time, the frame 17 in its operating position provides the corresponding air inlets 15 with rounded front edges.

Claims

Claims: 1. Air inlet for engines of supersonic aircraft with a variable profile of the front edges, characterized by a frame (17), which can be moved from a rest position to an operating position in which it lies over the sharply lipped leading edges (16) of the air inlet, the Frame (17) is shaped so that it has the air inlet in its operating position provides blunt leading edges.

2. Air inlet according to claim l., Characterized in that that the frame (17) in its operating position the air inlet (15) with rounded Front edges.

3. Air inlet according to claim 1 or 2, characterized in that that the frame (17) contains means for its de-icing.

4. Air inlet according to claim 3, characterized in that the frame consists of tubular elements which are supplied with hot gases from the engine (14).

5. Air inlet according to claim 4 for a gas turbine engine, characterized in that the frame (17) is supplied with air from the compressor.

6. Air inlet according to claim 4 or 5, characterized in that when the frame (17) is in its operating position, hot gases from this can flow into the air inlet duct (15) for the purpose of heating it.

7. Air inlet according to claim 6, characterized in that the Frame (17) consists of U-shaped elements (25) in profile, in each of which a flat Element (26) is provided, from which at least a part of its longitudinal edges at a distance is provided by the U-shaped in the profile parts. B.

Air inlet according to one of the preceding claims for at least a pair of jet engines (14), the air inlets (15) of which are arranged next to one another, characterized in that a common frame (17) is provided.

9. Air inlet according to claim 8, characterized in that the frame (17) is arranged so that it can be moved upwards into its operating position. Documents considered: French Patent No. 1231392.