DE2164647A1

DE2164647A1 - Luftfuehrung zur kuehlung von flugmotoren

Info

Publication number: DE2164647A1
Application number: DE2164647A
Authority: DE
Inventors: Uwe Dipl Ing Irmer; Alfons Puetzer; Ulrich Stampa
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Priority date: 1971-12-24
Filing date: 1971-12-24
Publication date: 1973-07-05

Description

Luftführung zur Kühlung von Flugnotoren Die Erfindung bezieht sich auf eine Luftführung zur'Kühlung von Flugmotoren und ist zur Verbesserung der Kühlungsverhältnisse bei Motorflugzeugen, insbesondere zur Anpassung an die Bedingungen bei Steig- und Langsamf lug vorgesehen.
Das Prinzip, den Unterdruck an den Oberflächen von Flugzeugrümpfen bzw. Tragflächen auszunutzen, ist bereits bekannt. So ergeben sich beispielsweise bei Luftfahrzeugen gute Strömungsverhältnisse, wenn die Grenzschichten durch Unterdruck abgesaugt oder abgeleitet werden. Dieses Verfahren ist seit langem zur Auftriebserhöhung an Flugzeugtragflächen bekannt.
Gute Strömungsverhältnisse ergeben sich besonders dann, wenn die Absaugung an solchen Stellen des Flugzeugs erfolgt, an denen ohne Absaugung eine Ablösung der Grenzschicht oder ein Umschlag vom laminaren in den turbulenten Strömungszustand der Grenzschicht eintreten würde.
Die guten Strömungsverhältnisse durch Absaugen der Grenzschicht haben dazu geführt, daß eigens hierfür eingebaute Hilf sverdichter zur Beeinflussung der Grenzschicht Verwendung finden.
Auftriebsfördernd wirken auch bekannt gewordene Diffusorkanäle, die an Hilfseinrichtungen wie Querrudern, Lande- und Spreizklappen angebracht, den dort entstehenden Unterdruck zum Absaugen von Auspuff-und Rückstoßanlagen benutzen.
Ausnutzung eines Druckgefälles.wird auch in bekannter Weise angewendet, um die Kühlung von Flugzeugmotoren zu gewährleisten. Hierfür wird ein Luftstrom benötigt, der vielfach an der Stirnseite der Motoren eintritt, dann über die Verrippung der Arbeitszylinder geführt wird und am Ende der Triebwerksverkleidung an der Rumpfunterseite ins Freie tritt. Die Druckdifferenz zwischen Lufteintritt und Luftaustritt bewirkt hauptsächlich die Durchströmung des Kühlsystems.
Zur Veränderung der Kühl wirkung kann diese Differenz aber nur mit zusätzlichen Klappen geregelt werden.
Nachteil der bekannten Lösungen ist die ungenügende Kühlung, vor allem in Steigflup bei großen Anstellwinkeln und bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten, so daß leicht eine Uberhitzung der Triebwerke auftreten kann, Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, die Kühlluft bei vorzugsweise luftgekühlten Flugzeugmotoren beschleunigt und in Abhängigkeit von den Anstellwinkeln abzuleiten und dadurch für eine automatische Regulierung des Kühlsystems zu sorgen.
Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß die Austrittsöffnungen der Kühlkanäle in eine Zone hohen Unterdrucks geführt sind.
Die Kühlkanäle münden dabei vorzugsweise an der Oberseite der Tragflächen, an der Rumpf seitenwand oder an der Rumpfoberseite.
Die Austrittsöffnungen der Kühlkanäle sind so geführt, daß die in der Kühl luft mitgeführte Schallencrgie nach oben abgestrahlt wird.
Vorteilhaft nach dem erfindungsgemäßen Vorschlag ist besonders die gute Kühlung des Motors vor allem im Steigf lug bei großem Anstellwinkel und kleiner Fluggeschwindigkeit.
Der Eintritt und die Führung der Külilluft über die Arbeitszylinder des Motors erfolgt bei der Erfindung in bekannter Art. Der Austritt erfolgt dagegen in einer Zone hohen Unterdrucks. Dadurch läßt sich in vorteilhaft-er Weise die Kühlung der Flugmotore durch konstruktiven Umbau der Kühlluftführung verbessern. Die Flugmotore werden durch die geringe thermische Belastung wesentlich leistungs-1 fähiger und die Lebensdauer steigt erheblich. Bei vorhandenen Flug-i zeugen läßt sich nach dem erfindungsgemäßen Vorschlag durch leichte bauliche Veränderung eine Verbesserung es Kühlsystems erreichen.
Ein besonderer Vorteil besteht in der selbsttätigen Regelung der um den Flugzeugmotor strömenden Kühl luft und damit- in einem kosten-und gevichtssparenden Betrieb bei bester thermischer Auslastung.
Die selbsttätige Regelung der Kühlluft wird durch den variablen Unterdruck erreicht, der sich durch die unterschiedliche Anstellung des Flugzeuges bzw. der Tragflächen von selbst ergibt. Es wird dadurch besonders bei kleinen Fluggexchwindigkeiten oder im Steigflug, das heißt bei großem Ansteli-ilel, ein hoher Unterdruck erzeugt.
Diese Untcrdruckänderung läuft dabei automatisch ab, so daß eine dauernd wechselnde, intensive und sich jeder Flugsituation anpassende Durchströmung des Kühlsystems einstellt.
Nach einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung wird die in der Kühlluft mitgeführte Schallenergie nach oben abgestrahlt, so daß der Fluglärm am Boden stark verringert- wird.
Ein Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Vorschlages ist nachstehend anhand der Zeichnung näher erläutert.
Die auf der Vorderseite des Motors 1 eingetretene Külulluft- r:ii-d in bekannter Weise über die Verrippungen der Arbeitszylinder des Motors geleitet und tritt dann in einen Hohlraum 2 unter dem Motor ein.
Der Hohlraum 2 ist nach hinten durch ein hitzcbesta'ndiges nrandschott 3 gegenüber der Flugzeugzelle abgeschlossen. Das Brandschott 3 hat seitliche LuftdllrclllässeS die nach hinten in Kühlkanäle 4 mü1-den. Diese Kühlkanäle 4 sind im Flugzeugrumpf geführt und enden an Austrittsöffnungen 5 in der Nähe der Flügçelnase 7 auf der Oberseite der Tragflächen 6. Die Austrittsöffnungen 5 sind so gelegt, daß sie in einer Zone hohen Unterdrucks enden. In dieser Zone wird ein bei kritischer Fluggeschwindigkeit und schlechter Motorkühlung besonders großes Druckgefälle im Kühlluftsystem erzeugt. Bei höheren Fluggeschwindigkeiten bzw. kleinen Anstellwinkel der Tragflächen 6 tritt an den Austrittsöffnungen 5 auch nur ein kleiner Unterdruck auf, so daß sich der Kühleffekt am Motor 1 in gewünschter Weise selbsttätig regelt.
Austrittsöffnungen für die Kühlkanäle des Motors sind natürlich auch an anderen Zonen niedrigen Druckes bei einem Flugzeug denkbar.
Dies trifft vorzugsweise ür die Rumpfseitenwand und die Rumpf oberseite zu. Bei der Anordnung der Kühlluftaustritte, die meist im Luftschraubenstrahl liegen, spielt die Luftschraubendrehrichtung eine wesentliche Rolle. Durc@ den Luftschraubendrall werden Veränderungen der Anströmrichtungen hervorgerufen, die bei der Festlegung der Kühlluftaustritte zu berücksichtigen sind.
Bei einer weiteren l-orteilhaften Ausführung des erfindungsgemäßen Vorschlages wird die Kühlluftzuführung auf die Rumpfoberseite gclegt.
- Patent-ansprüche -

Claims

Patentansprüche-1.) Luftführung zur Kühlung von Flugmotoren, dadurch g e -k e n n z e i c h n e t , daß die Austrittsöffnungen (5) der Kühlkanäle (4) in eine Zone hohen Unterdruckes geführt sind.
2.) Luftführung zur Kühlung von Flugniotoren nach Anspruch 1, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , daß die Kühlkanäle (4) an der Oberseite der Tragflächen (6) münden.
3.) Luftführung zur Kühlung von Flugmotoren nach Anspruch 1, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , daß die Kühlkanäle (4) an der Ruinpfseitenwand oberhalb der Flügelnase (7)-münden.
4.) Luftführung zur Kühlung von Flugmotoren nach Anspruch 1, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , daß die Kühlluftkanäle (4) an der P,ump£oberseite münden.
5.) Luftführung zur Kühlung von Flugmotoren nach Anspruch lj dadurch g e k e n n z e ich ne t ,daß die Kühlkanäle (4) an der Seitenwand der Triebwerksgondel oberhalb der Flügel nase (7) münden.
6.) Luftführung zur Kühlung von Flugmotoren nach Anspruch 1, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , daß die Austrittsöffnungen (5) der Kühlkanäle (4) die in der Kühlluft mitgeführte Schallenergie nach oben abstrahlen.

L e e r s e i t e