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Steuerbarer Luftausblaseapalt an Flugzeugtragflächen Die Erfindung
betrifft einen steuerbaren Luftausblasespalt an Flugzeugtragflächen, Insbesondere
an Tragflächen für Kurzstartflugzeuge.
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Dieser steuerbare Ausblasespalt dient als Auftriebsbeihilfe mittels
Grenzschichtbeeinflussung und wird für Flugzeuge mit Kurzstart- bzw. Langsamflugeigenschaften
verwendet.
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Bekannt sind eine ganze Anzahl von Vorrichtungen an Flugzeugtragflichen,
die als Auftriebsbelhilfen dienen, um den Langsamflug zu ermöglichen. Diese Vorrichtungen
sind unter der Bezeichnung Wölbungsklappe, Spaltklappe, Nasenspaltklappe usw., die
teils fest, teils als bewegliche Bestandteile eines Flügels angeordnet sind, dem
Fachmann bekannt. Die wirksamste blethode, einem Flugzeug Langsamflugelgenschaften
zu verleihen, Ist neben der geeigneten Ausbildung des Flugzeuges selbst das Ausblasen
von Druckluft an der Oberseite des Flügels über die ganze Flügellänge zur Grenzschichtbeeinflussung.
Bekannt sind hier eine ganze Reihe von Anordnungen, wobei an der Oberseite des Flügels
Düsen angeordnet sind, die mit Druckluft beaufschlagt werden und somit die Grenzschicht
beeinflussen können. Solche Druckluftdüsen haben aber den Nachteil, daß
sie nur In einen örtlichen Bereich voll wirksam sind und-man ist deshalb
dazu übergegangen, mehrere, meist eng aneinander gereihte Ausblasedüsen an der entsprechenden
Stelle des Flügels zu versehen. Selbstverständlich ist es erforderlich, daß solche
Ausblasedüsen auch reguliert werden können und es werden auch Regulierventile oder
ähnliches verwendet, die zur Regulierung der Ausblasemenge mitherangezogen werden.
Diese Vorrichtungen
haben aber den großen Nachteil, daß abgesehen
davon einmal für jede einzelne Düse ein Steuerorgan vorhanden sein muß und außerdem
diesen Steuerorgan auch mit einer zentralen Steueranlage gekoppelt werden muß, daß
die Fläche, die die Ausblasedüse mit Druckluft überstreicht, Immer begrenzt ist.
Das bedeutet, daß ein gleichmäßiger, gleich starker und breiter Luftstrahl
nicht möglich Ist.
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Um ein gieichmäßiges Ausströmen an der Flügeloberkante bzw. Oberfläche
zu erreichen, wurde, wie eingangs erwähnt, die Anordnung einer größeren Anzahl von
Austrittadüsen angeordnet, aber da der Austrittsquerschnitt der Düse gegeben
ist, Ist da-
mit ein gleichmäßiges Ausblasen entlang der ganzen Flügeloberkante
unmöglich. Kritisch wird dieses Problem auch, wenn das Ausblasen im Bereich der
Schallgeschwindigkeit erfolgen soll. Hierzu eignen sich die üblichen Steuerorgane,
wie Drosselventile und dergl. nicht besonders gut, da bei diesen Vorrichtungen bei
hohen Austrittsgeschwindigkeiten.auch zu hohe Verluste auftreten, d. h. daß
diese Ventile einen meist schlechten Wirkungsgrad haben, da eine strömungsgünstige
Ausbildung aus konstruktiven Gründen nicht Immer möglich ist. Der Ausblaseinpuls
Ist dann zu gering, daß Schallgeschwindigkeit erreicht werden könnte.
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Der Erfindung lag die Aufgabe zugrunde, einen steuerbaren Luftausblasespalt
an Flugzeugtragflächen zu konstruieren, der diesen Nachteil vermeidet und an Tragflächen
fUr Kurzetartflugzeuge angeordnet werden kann, der an der Flügelhinterkante oder
ähnlich eingebaut wird und mit einer Anzahl aneinander gereihter Ausblasedüsen versehen
ist, wobei be»nderen Augenmerk darauf gerichtet wurde, daß der Ausblasoluftetron
vollko#n gleichmäßig die Flügeloberfläche bestreichen kann. Erfindungegemäß wird
das Ziel dadurch erreicht, daß sich der Austrittsquerschnitt auf die ganze Flügellänge
mit konstanter Breite erstreckt und in einzelne Düsenkästen unterteilt Ist, wobei
durch je eine bewegliche Lippe je Jünenkanten der Austrittaquerschnitt unmittelbar
an der Luftaustrittantelle stufenlos veränderbar
ist. Um die ManövrierfKhigkeit
des Flugzeuges bzw. die Wirksamkeit der Steuerorgane durch die Ausblaseeinrichtung
noch zu unterstützen, wird nach einer weiteren Ausbildung der Erfindung ein gleichzeitiges
Verstellen aller aneinander gereihter Austrittaöffnungen ermöglicht, d. h.
es können die Austrittsöffnungen wahlweine an der linken bzw. rechten Tragfläche
verstellt werden.
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Durch die Anordnung des Austrittsquerschnittes auf die ganze Flügellänge
mit konstanter Breite der einzelnen D'Isenkästen Ist es nun möglich, daß die Ausblaseluft
vollkommen gleichmäßig das Oberteil des Querruders überstreicht und somit eine einwandfreie
Grenzschichtbeeinflussung stattfindet. Wesentlich ist, daß der ausgeblasene Luftstrom
Schallgeschwindigkeit haben kann, solange ein überkritisches Druckverhältnie besteht,
d. h. der Ausblaseimpuls erreicht ein Maximum und ist zusätzlich noch steuerbar.
Auch bietet diese Vorrichtung den Vorteil, daß ein Flugzeug nicht nur auf einer
kurzen Rollbahn starten und landen kann, sondern darüber hinaus auch für einen extremen
Langsamflug geeignet ist.
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Anhand eines Ausführungsbeispiels sei die Erfindung näher erläutert.
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Es zeigen: Fig. 1 einen Querschnitt eines Flügels mit der Ausblaseeinrichtung,
Fig. 2 Einbau der Austrittadüsen an einem Flügel in Draufsicht, Fig. 3 Ansicht
in Richtung A zu Fig. 2, Fig. 4 eine Draufsicht auf einen Flügel mit Anordnung
des Verstell. mechanismus, Fig. 5 vergrößerte Darstellung zu Fig.
1,
Fig. 6 Kurvenscheibe zur Verstellung des Austrittaquerschnittes.
Die Fig. 1 zeigt einen Querschnitt einen Flügels, in dem eine Ausblaseeinrichtung
angeordnet wurde. Die Tragfläche, be-
stehend aus Flügel 1, an
den ein Querruder 2 angelenkt ist, weist im Inneren eine Druckleitung
3 auf, die Druckluft von einen Verdichter
an die Düsenkästen
4 leitet. Die Düsenkästen 4 verteilen die aus der Druckleitung 3 kommende
Druckluft gleichmäßig an Austrittaöffnungen 5, welche an der rückwürtigen
Oberkante des Flügels 1 angeordnet sind, um die Grenzschicht'an dez Flügöl-
bzw. Querruderoberfläche beeinflussen zu können. Die Lage der einzelnen Druckleitungen
ist In der Zeichnung angedeutet und braucht nicht näher erläutert zu worden.
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Fig. 2 stellt eine Draufsicht den Flügeln in Schnitt dar, wobei
die einzelnen Düsenkästen 4 mit den Austrittsöffnungen 5 sowie der Druckleitung
3 ersichtlich sind. Die eingezeichneten Pfeile versinnbildlichen die Strömungsrichtung
der Druckluft. * Die Düsenkästen 4 sind durch Stege 6 an der Austrittsäffnung
5 unterteilt.
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Fig. 3 stellt eine Ansicht in llichtung A dar (in Fig.
2 angedeutet) und zeigt etwas vergrößert den Querschnitt der IXI-senkästen 4 bzw.
der Austrittsöffnungen 5, voraus zu ersehen ist, daß die Austrittsöffnungen
sich über die ganze Flügel-
länge mit einer konstanten Breite erstrecken und
durch die Stege 6 unterteilt sind. Hierbei stellt die Flügeloberkante
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den festen Teil der Austrittsäffnung dar und eine bewegliche Lippe
10 dient zum Verstellen des Austrittsquerschnittes. Auf die genaue Ausführung
der Lippe 10 wird noch später eingegangen.
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In Fig. 4 ist ebenfalls eine Draufsicht des Flügels gezeichnet, wobei
hier der Steuermechanismus zu den Austrittsöffnungen 5 gezeigt wird. Es ist'hier
für jeden Düsenkasten 4 eine Kurvenscheibe 16 angeordnet, welche über eine
Stoßstange 7 die Austrittsöffnung 5 verstellt. Die Kurvenscheiben
16 sind mit einer Schaltstange 8 gekoppelt, wobeiNum Piloten aus alle
Austrittsöffnungen 5 gemeinsam verstellt werden können.
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Fig. 5 stellt vergrößert gezeichnet einen.Ausschnitt der Fig.
1 dar, wobei besonders die Ausführung den Verstellmechanismus
ersichtlich ist. Es ist hier ebenfalls der Flügel 1, die Luftleitung
3, sowie dan Querruder 2 aufgeffthrt. Zur Verbindung zwischen Luftleitung
3 und Luftaustrittaöffnung 5 dient der
Düsenkanten
4. Die Flügeloberkante 9 ist ein Bestandteil den
Flügeln 1 und
ist fest ausgeführt. Aus der Zeichnung ist die Querschnittoform den Düsenkantens
4 ersichtlich und braücbt hier nicht näher beschrieben werden. An der Unterseite
der Luftaustrittsdüse 5 Ist eine bewegliche Lippe 10 angeordnet,
die aus elastischem Material, z. B. aus Federstahl, besteht, und den Düsenquerschnitt
verändert. Durch das AndrUcken der Stoßstange 7 an der Unterseite
der beweglichen Lippe 10 wird das Verstellen vorgenommen. Auf die Stoßstange
7 wirkt eine Kurvenscheibe 16 ein, die In der Mitte an der Lagerstelle
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gelagert Ist. Mit der Koppelstange 8 sind die einzelnen Kurvenscheiben
16 verbunden. Die Kurvonscheibe 16 weist eine konzentrische Hälfte
auf und eine zur Steuerung vorgesehene exzenterartige Kurvonbahn. Diese Anordnung
einer konzentrischen Hälfte auf der Kurvonscheibe,16 hat den Zweck, daß trotz
Betätigung der Koppellstange*B in einer Richtung keine Veränderung der beweglichen
Lippe stattfindet. Aus diesen Grunde ist z. B. im rechten Tragflügel die Kurvonscheibe
16, wie in Fig. 6 ge-
zeichnet, eingebaut und*im linken TragflUgelteil
die Kurvenscheibe spiegelbildlich angeordnet.
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Betätigt nun der Pilot z. B.
das Bedienungegestänge nach rechts»,
so wird die Kurvenscheibe verstellt und durch die bewegliche Liope nach oben gedrückt,
wobei der Austrittaquerschnitt verringert wird. Gleichzeitig wird aber auch das
Bedienungegestänge
8 auf der anderen Flügelseite veestellt,
da
diese
ja miteinander verbunden sind, aber
es erfolgt keine Vorstellung der beweglichen
Lippe 10 auf dieser flügelmeite. FOr den anderen flügelteil kann
dann in g«igrieter Weine
ähn-
lich verfahren worden. Die Mittelstellung
der Zurvoascheibe
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bedeutotg da£
die bewegliche
Lippe 10 nicht
verstellt wurde"
Als besonderer Vorteil ist die TatoBehe amm»h0U9 daß
diese Vorrichtung sehr einfach
in Aufbau Ist und daß keine komplizierten
Vorrichtungen, wie Schieber, Klappen, Drosseletellen usw. notwendig sind. Mit Hilfe
der einfachen mechanischen Vorrichtung Ist
es stets möglichu
die Grenzschicht
in geeigneten Augenblick zu beeinflussen und somit den Flugzeug Längsamflugeigenschaften
zu verleihen.