DE1931342A1

DE1931342A1 - Lufteinlass fuer Duesenflugzeuge

Info

Publication number: DE1931342A1
Application number: DE19691931342
Authority: DE
Inventors: Staeke Nils Karl-Erik
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1968-06-24
Filing date: 1969-06-20
Publication date: 1970-03-26
Also published as: GB1212489A; US3583661A; SE318194B; FR2011579A1

Description

Lufteinlaß für Düsenflugzeuge

DiG Erfindung "betrifft Lufteinlässe für Strahltriebfliigaeuge . die zwischen Lufteinlaß und Triebwerk luftführimgen haben ο Insbesondere besieht sich die Erfindung auf die Unterdrückung von sekundären Luftströmungen., die an bevorzugten Grenzschichten der inneren Wandungsteile der Luftführung auftreten? wenn das Ilugseug, beispielsweise bei größeren Anstellwinkel:! oder ö-ierbev/egungeii/so geflogen wird_P daß zwischen der lufteinlaßachse und luftströmung größere Winkel entstehen.,

Ein Strahltriebwerk kann nur dann störungsfrei arbeiten, do h... kontinuierlich den zu jedem Zeitpunkt des Fluges erforderlichen Schub erzeugen^ wenn die Luftströmung zum Kompressor des Triebwerkes bezüglich der Geschwindigkeit ρ des Druckes und der Richtung über den gesamten Strömungsbereich {Strömungsquerschnitt) gleichförmig ist, Hierbei ist es besonders wichtige daß die ersten S_öhaufelblätter des Kompressors mit etwa gleicher ax.ia3.er Geschwindigkeit angeströmt werden,, Wenn die

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- Luftversorgung-de3 Triebwerkes über eine längere am vorderen Ende mit einem Einlaß versehene Luftführung erfolgt,- ist as schwer am Kompressoreinlaß des Triebwerkes eine gleichförmige Geschv/indigkeits- und Druckverteilung fin erhalten,, vor allem» wenn der Luftein-IaQ mit der luftströmung einen großen Winkel bildet, beispielsweise ο wenn das Flugzeug bei UnterSchallgeschwindigkeit mit großem Anstellwinkel und/oder mit einem größeren G-ierwinkel geflogen wird

J3ei den vorerwähnten. 3?lugbed±ngungen muß die Luftströmung im Lufteinlaß umgelenkt- d. h,. entsprechend* dem Winkel av/isehen' Lufteinlaß und Luftströmung gekrümrat 'geführt werden_; 30 daß in dem gekrümmten Steö&imgsfeld auf den Querschnitt bezogen Druck- und Geschwindigkeitsunterschiede auftreten-, \femi die Luftströmung schräg am Lufteinlaß eintrifft-, erzeugt der statische 'Druck an den benachbarten Innenwandteilen der Luftführung eine Leeseite- an der der statische Druck geringen ist als der Durchschnittsdruck im Strömungsfeld der Luftführung, so daß in der Grenzschicht an den genannten Innenwandteilen eine Sekundärströmung auftritt, Die stärkste Grenzschicht ist im-allgemeinen an der Innenwand der Luftführung vorhanden* wo sich die letztere teilweise vorne vor dem Lufteinlaß_r, beispielsweise an einer Grenzschichtplatte fortsetzt- oder_f. wenn der Lufteinlaß in der Kähe eines Außenwandungsteiles des Flug-

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zeuges angeordnet ist, neben dem vorerwähnten Außenwandungsteil,. Wegen der Druckdifferenz im Luftströmungsfeld hat die in der Grenzschicht auftretende Sekundärluftströmung quer zur Längsachse des Lufteinlasses gerichtete Geschwindigkeitskomponenten- die zu einer Anhäufung von Grenzschichtluft an den leeseitigen Wandungsteilen führen,. Durch diese Akkumulation von Grenzschichten entstehen in Strömungsrichtung weiter hinten vor den Triebwerken zwei voneinander getrennte Luftströmungsbereiche mit unterschiedlicher Axie.lgeschwindigkeit und unterschiedlichem Staudruck und damit auf den "Umfang bezogen große Änderungen des Strömungssustandes Gegenüber der mittleren Luftgeschwindigkeit und dem mittleren Druck- für den der Kompressor des Strahltriebwerkes bemessen ist. erhält einer der Strömungsberciche eine wesentlich geringere Axialgeschwindigkeit mit geringerem Staudruck.· während der andere Bereich eine wesentlich größere Axialgeschv.'indigkeit mit größerem Staudruck zeigt. Diese Druck- und Geschwindigkeitsunterschiede haben zur Polge daß die Laufräder des Kompressors bei jeder Umdrehung durch einen Bereich mit hoher Axialgeschwindigkeit und durch einen weiteren Bereich mit geringer Luftgesehwindigkeit hindurchlaufen müssen-, was zu einem Aussetzen des Kompressors führen kann_o Die entstehenden zyklischen Druckschwankungen am Kompressorr d.-, h- das sogenannte Pumpen, beeinträchtigen die Punktion und die Leistung' der Maschine und können zum Aussetzen des Triebwerkes führen

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Ziel der Erfindung ist die Beseitigung vorerwähnter Nachteile von Strahltriebwerken durch Verhinderung einer in der Grenzschicht der inneren Wandungsteile der Luftführung sonst möglichen Sekundärströniungi welche die vorerwähnten Störungen verursacht-, Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht» daß der Lufteinlaß in seinem vorderen Teil an der Seite, an der die Luftströmung unter einem schrägen Winkel eintritt nahe dem Innenwandungsteil der Luftführung^ an dem die Sekundärströmung entsteht,, einen sich in Längsrichtung der Luftführung erstreckenden länglichen strahlförrnigen Schlitz aufweist, über den die Luft so eintritt_B daß Eie der am Innenwandungsteil der Luftführung ent~ stehenden Sekundärströmung entgegenwirkt oder sie vernichtet,, ■

Weitere Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden ausführlichen Beschreibung und den beigefügten Zeichnungen, in denen bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung beispielsweise veranschaulicht sind.

In den Zeichnungen zeigen:

Fig„ 1 eine perspektivische Ansicht eines Strahltriebwerk-Flugzeuges mit erflndungsgemäß ausgebildetem Lufteinlaß.,

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Figo 2 eine vergrößerte perspektivische Ansicht

des Lufteinlasses am Flugzeug der Pig« I₉ Pigο 3 einen Längsschnitt durch einen Schlitz in der unteren Wand des Lüfteinlasses gemäß

der Schnittlinie IH-III der Fig. 2_f Figo 4 einen Querschnitt durch den gleichen Schlitz

gemäß der Schnittlinie IV-IT der Fig., 3_P Figo 5 eine perspektivische Ansicht eines Lufteinlasses mit einem abgewandelten, erfindungs-

gemäS ausgebildeten Schlitz,, Figo 6 einen Längsschnitt durch den vorerwähnten Schlitz gemäß der Schnittlinie VI-VI der

Figo 7 einen Längsschnitt durch den Lufteinlaß und einen Seil der dahinter angeordneten Luft^· führung bei einem konventionell ausgebildeteri Düsenflugzeug mit eingezeichneter Strömung bei einem Plug mit großem Anstellwinkel_p

Fig₀ 8 einen Querschnitt entlang der Schnittlinie VIII-VIII der Figo 7,

Pig* 9 einen Querschnitt durch die Luftführung der Figo 7 kurz vor dem Strahltriebwerk mit schematischer Andeutung der G-eschwinäig-Ireits- und Staudruckverteilung,

Figo 10 einen Längsschnitt durch einen erfindungsgemäß ausgebildeten Lufteinlaß gemäß Figo bis 6 mit dem dahinter gelegenen Teil der Luftführung und schematischer Darstellung

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der luftströmung "bei einem Plug unter dem gleichen Anstellwinkel wie bei Pig- 7,

11 einen Querschnitt durch den Lufteinlaß gemäß der Schnittlinie XI-XI der Pig* und

12 einen Querschnitt durch die luftführung der Pigο 10 kurs vor dem Strahltriebwerk mit schematischer Andeutung der Geschwindigkeit 3- und Staudruckverteilung .-.

Das Besugszeichen 1 der Zeichnungen verweist auf ein Plugzeug mit zwei Tragflächen 2_P "3_r einem Rumpf 4· und einem Strahltriebwerk 5, das die für die Verbrennung erforderliche Lufttnenge über Luftführungen 6 empfängt die das Triebwerk "beidseitig des STugzeugrumpfes mit vorn liegenden Lüfteinlässen 7 verbinden- An den Seitan des B-umpfes befinden sieh zwischen dem letzteren und den Lufteinlässen an sich bekannte GreziEschiehtabweiser 8? welche den größeren Teil der am Rumpf 4 vor dem Lufteinlaß erzeugten Grenzschicht von dem lufteinlaß fernhält, Der Lufteinlaß und die Luftführungen haben zwei InnenviandungtSteile 9 und 10 _? die im xveseiitlichen parallel zur Längsachse des Plugzeuge3 ausgerichtet sindο Der dem Rumpf näher gelegene Wandungsteil trägt das Bezugszeichen 9ο An der Vorderkanter über die die Luftströmung hauptsächlich in den Lufteinlaß eintritt» d„ h_o an der Unterseite 11« ist der

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Lufteinlaß 7 erfindungsgemäß mit einem länglichen? strahlförmigen Schlitz 12 versehen₇ der sich in Längsrichtung der Luftführung 9 in der Nähe von dessen Innenwand erstrecktη

Die düsenstrahlförmige Gestalt dee Schlitzes ist am besten am Querschnitt der Figo 4 zu erkennen.·, Um einen Strahl zu erhalten- der in günstiger Weise durch den Schlitz nach oben entlang dea inneren Wandungsteiles strömt, ist der Schlitz 12 bis unter die Unterseite des Lufteinlasses 7 geführt und hat dort sanft gerundete Lippen 13 derart« daß die Querschnittsfläche des Schlitzes in Richtung auf den Lufteinlaß konvergiert Zum gleichen Zweck werden der Außenrand des Schlitzes an der gegenüberliegenden Seite mit einer Abrundung und der Innenrand des Schlitzes in Richtung auf den Lufteinlaß mit einer scharfen Ecke 15 versehen, Wie besser aus Fig·- 3 zu ersehen« ist die untere Wand 11 am Innenende des Schlitzes zu einer Lippe 17 ausgebildet= die dem vorderen Rand 16 des LufteinlasseB entspricht c-

Eine andere Ausführungsform der Erfindung ist in den Fig. 5 und 6 gezeigt,, wo der Schlitz das Bezugszeichen 12a trägt - Der Unterschied zwischen diesem Schlitz und dem Schlitz 12 der Fig. 2_? 3 und 4 liegt nur darin, daß der Schlitz 12a nicht durch den vorderen Rand des Lufteinlasses hindurchgeführt ist.. Ein aerodynamisch

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gestalteter Profilteil 18 an der Vorderkante "bildet ' eine vordere Begrenzung des Schlitzes und überträgt Belastungen in den Lüfte inlaßwänden zwischen dem Wandteil 9 und dem unteren Teil Ho

Die Arbeitsweise der erfindungsgemäßen Anordnung wird nun ausführlicher beschrieben* Die S¹Xg_n 7_r 8 und 9 zeigen einen konventionellen Lufteinlaß mit einer aneciiließenden luftführung _? in die die Luft schräg eintritt_? wie , " es beispielsweise unter den in der Beschreibungseinleitung genannten Bedingungen geschieht> Die Luft strömt ... in den Lufteinlaß schräg von unten unter einem Winkel OC ein,, der von der Lufteinlaßachse und der Luftströmung begrenzt wird_o Die durch den Lufteinlaß strömende Luft sei vor dem Lufteinlaß als ein Strömungsrohr angenommen, Dieses Strömungsrohr ist unter einem Winkel ⁰^ gekrümmt; wenn es den Lufteinlaß erreicht<·, So entstehen innerhalb des Lufteinlasses einerseits an dem unteren Innenwandteil 20 der Luftführung eine Leeseite und andererseits an dem oberen Wandteil 21 der Luftführung eine Luvseite« Hierdurch entsteht im Strömungsfeld eine Druckdifferenz mit einem den mittleren Strömungedruck übersteigenden höheren Druck '/mxGh ein Pluszeichen •gekennzeichnet) an der Luvseite und ein geringerer Druck (durch ein Minuszeichen gekennzeichnet) an der Leeseite, welcher geringer ist als der mittlere Drucke

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Diese Druckdifferenz führt zu Sekundärströnmngen 22 und 23 in den Grenzschichten 24 bzw« 25 an den inneren im wesentlichen auf die Längsachse des !Flugzeuges ausgerichteten Seitenwänden 9 und 10 des Lufteinlasses und der Luftführung-, Die Linien 26 der Pig. 7 zeigen schematisch die Strömung in der Grenzschicht an der Seitenwand 9ο Die Luft der' Grenzschicht ₉ die zur Lee-> seiteο do ho zur Innenwand 20 strömt ₉ hat eine wesentlich geringere Axialgeschwindigkeit und einen geringeren Staudruck als die mittlere Strömung durch die !Führung « so daß an der Leeseite eine dicke Grenzschicht 27 entsteht. In der sich sin rückwärts gerichteterj, abgetrennter turbulenter Strom 28 einstellt« Somit ist die Luftströmung durch die führung nicht mehr gleichförmig, sondern erhält am Einlaß des Kompressors des Triebwerkes eine Geschwindigkeits- und Staudruckverteilung. wie sie im wesentlichen in der ÜPigo 9 dargestellt isto Sin Sektorbereich 29 .tiai; gegenüber de© sntsprech.enüen wittalweri dei* Sti'öcäüxig einen geringen Staudruck und auch eine geringere Geschwindigkeit_o Dieser Bereich 29 befindet sich am Boden der Luftführung unter dem Mittelteil 30 des Iriebwerkes =. Ein sattelförmiger Bereich 31 mit gegenüber den Mittelwerten größeren Staudruck- und Gesehwindigkeitswerten bildet sich oberhalb und seitlich des Mittelteiles 30 aus« Dieser große Unterschied in der Strömungsverteilung in Umfangsrichtung führt zu den vorerwähnten Störungen bei der Schuberzeugung des *.Strahltriebwerkesο

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Durch, die erfindungsgemäße Ausbildung des Lufteinlasses entsteht dagegen eine Strömung? wie sie im wesentlichen in 5¹Ig_n 10_? 11 und 12 dargestellt ist_o Die Zeichnungen zeigen unter sonst gleichen Bedingungen eine gleichmäßige Luftströmimg durch den Lufteinlaß und die Luftführung u Die Piguren 7 und 10, 8 und 11 und 9 und 12 sind wegen dieser gleichen Bedingungen miteinander vergleichbare Die erfiiidungsgsmäßen Schlitze 12 und 12a in dem unteren Wandt eil 20. dia sich durch die Luft einlaßwand hindurch erstrecken_f haben eine solche Größe? daß die mit dem Pfeil 32 bezeichnete Luft« die von der freien Luftströmung außerhalb des Lufteinlasses kommt und durch den Schlitz hindurchgeht, mindestens die gleiche Impulskraft hat wie die querströmende Grenzschichtenluft an dem inneren Wandte.il 9 von Lufteinlaß und Luftführung,,

Da die Luftströmung durch den Schlitz eine Kraft hat ~ die genauso groß ist wie die der Sekundärströmung 22 in der Grenzschicht 24 eines konventionellen Lufteinlasses_? entsteht eine solche Sekundärströmung nicht,, Die Strömung in der Grenzschicht folgt daher den Linien 26a_c Somit ist der Bereich 27a mit abgetrennter Strömung kleiner als der entsprechende Bereich 27 bei dem konventionellen Lufteinlaßo !ferner ist der Bereich 29a am Einlaß des Kompressors ₃ der gegenüber, dem Mittelwert der Strömung im Lufteinlaß einen geringeren G-eschwindigkeits— und Staudruckwert hat, kleiner im Quer~

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sclmitt und auch in der Tiefe, während gleichzeitig die Druckdifferenzen zwiechen den zwei Bereichen 29 und 31 geringer, d_n h„ die Druckschwankungen in Umfangsrichtung erheblich kleiner wordene

Um eine für die Arbeitsweise des Kompressors günstige Druck- und Geschwindigköitsverteilung in der Luftströmung am Einlaß des Kompressors.des Triebwerkes zu erreichen, hat es sich als vorteilhaft erwiesen, die luftströmung 32 durch den Schlitz größer zu machen als die Sekundärströmung_f die in der Grenzschicht 24 eines konventionellen Lufteinlasses und einer konventionellen Luftführung auftritt- Durch diese Maßnahme muß die erwähnte Sekundärströraung in der Grenzschicht ihre Richtung ändern und nach oben gegen die Luvseite der Luftführung strömen, so daß in der Luftführung eine Umlauf strömung entsteht;, die mit dem Pfeil 33 der 3?ig_w 11 bezeichnet ist. Diese Umlaufs tr ömung dreht die Luft in der Luftführung um einen Y/inkel, den man so einstellen kann* daß am Kompressoreinlaß im wesentlichen eine Druck- und Geschwindigkeitsverteilung der Luftströmung erzielt wird, wie sie Fig-. 12 zeigt-. Durch die Umlaufströmung entstehen im Luftstrom kreiBringförmige Druck- und Geschwindigkeitsbereiche„ und zwar ein Bereich 29a_r der gegenüber dem Mittelwert der Strömung geringere Druck- und Geschwindigkeitswerte hat und dem Mittelteil des Triebwerkes näher gelegen ist* und

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ein Bereich 5Ia₉ der gegenüber dem Mittelwert größere Brück- und Geschwindigkeitswerte hat und eich ringförmig zwischen der Wand der luftführung und dem Bereich 2^ß befindet. Diese eich in radialer Richtung ändernde Druck- und Oeschwindigkeitsverteilung hat erfahrungsgemäß noch nicht zu einem die Arbeitsweise und den Wirkungsgrad des Strahltriebwerkes störenden Pumpen des Kompressor« geführte

Die vorliegende Erfindung ist nicht auf die vorstehend beschriebenen und in den Zeichnungen dargestelltenAusführungsformen beschränkt _v sondern umfaßt auch im Rahmen des nachfolgenden Anspruchs Abwandlungen und Modifikationen, die für den Iteohmann nahe liegen« So kann die Erfindung beispielsweise auch bei IiUfteinläasen zur Anwendung kommen, die anders als die beschriebenen gestaltet sind. Auch kann der erfindungsgemäS vorgesehene SuMita schließbar sein, um beispielsweise, wenn die Luftströmung den Iiufteinlaß unter einem größeren Winkel zwischen Sinlaß und Einlaßströmung erreicht, freigegeben zu werden, aber sonst bei kleinem Anstellwinkel unter normalen Plugbedingungen geschlossen eu bleiben»

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Claims

Patentanspruch

Lufteinlaß für Düsenflugzeuge, die zwischen Lufteinlaß und Triebwerk eine Luftführung mit einem sich im wesentlichen parallel zur Flugzeuglängsachse erstreckenden Innenwandungsteil haben, an dem bei größeren Winkeln zwischen Lufteinlaßachse und Luftströmung, beispielsweise bei einem I¹IUg mit großem Anstellwinkel und/oder bei größeren Gierbewegungen$ eine Grenzschicht und daneben eine Sekundärströmung mit einer quer zur Längsachse der Luftführung gerichteten Geschwindigkeitskomponente entsteht ρ so daß sich an einem leeseitigen Wandungsteil der Luftführung Grenzschichtluft ansammelte die zu einer ungünstigen Verteilung von Geschwindigkeit und Staudruck in der zum Sriebwerk strömenden Luft führt₉ dadurch gekennzeichnet, daß der Lufteinlaß (7) in seinem vorderen Teil an der Seite_ean der die Luftströmung unter einem schrägen Winkel eintritt nahe dem Innenwandungsteil (9) der Luftführung (6), an dem die Sekundärströmung (22₉ 23) entsteht₉ einen sich in Längsrichtung der Luftführung (6) erstreckenden länglichen strahlförmigen Schlitz (12) aufweist, über den die Luft so eintritt^ daß sie der am Innenwandungsteil (9) der Luftführung (6) entstehenden Sekundärströmung (22g 23) entgegenwirkt oder sie vernichtete

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Leers eite