DE2821913A1

DE2821913A1 - Boundary layer control system for aircraft - has one nozzle plenum interconnected with each manifold by pair of flexible outboard feeder ducts and intermediate rigid feeder ducts

Info

Publication number: DE2821913A1
Application number: DE19782821913
Authority: DE
Inventors: Everts Walfred Swanson; Marvin Dale Wehrman
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1978-05-17
Filing date: 1978-05-17
Publication date: 1979-11-22
Also published as: DE2821913C2

Abstract

A boundary layer control system where controlled air is to be injected into a boundary layer region adjacent to a surface of an aircraft wing. The controlled air is obtained from an air source having a temp and a pressure which are > ambient temp and pressure, such as that obtained from a jet engine bleed air source. A number of manifolds are located in spanwise arrangement along the wing and serve to conduct the air from the source to a number of nozzle plenums, each of which includes a number of span-wise spaced apertures for injecting air into a portion of the boundary layer region. The manifolds are interconnected by compressible bellows and are mounted so that respective inboard ends are fixed and respectively outboard ends are free to move longitudinally.

Description

und Innenbordenden der angrenzenden Düsenkammern befestigt ist.and inboard ends of the adjacent nozzle chambers.

Die vorliegende Erfindung betrifft Grenzschicht-Steuersysteme für Luftfahrzeuge und insbesondere eine verbesserte LuftausgabekonstruLtion, die einen Teil derartiger Grenzschicht-Steuersysteme bildet.The present invention relates to boundary layer control systems for Aircraft, and in particular, an improved air dispenser structure, which incorporate a Forms part of such boundary layer control systems.

Systeme zur Beeinflussung der Grenzschicht (BLC-Systeme) sind aus dem Stand der Technik bekannt; sie dienen dazu, den einer Tragfläche durch die Strömung des Strömungsmediums über die Tragfläche erteilten Auftrieb zu verbessern bzw. zu erhalten. Ohne eine solche Beeinflussung löst die Grenzschicht des Strömungsmediums sich unter bestimmten Bedingungen oft von den Tragflächen ab, so daß der ansonsten verfügbare Auftrieb sich verringert. Derartige Grenzschicht-Beeinflussungssysteme begrenzen oder verhindern also eine Grenzschichtablösung, indem sie unter kontrollierten Bedingungen ein Strörnungsmedlum In die Grenzschicht einblasen- bspw. durch kontrolliertes Ausblasen eines Strömungsmittels entlang der Tragfläche in Richtung der Strömung des umströmenaen Mediums.Systems for influencing the boundary layer (BLC systems) are off known in the art; they serve to help a wing through the flow to improve or to improve the lift given to the flow medium via the wing obtain. Without such an influence, the boundary layer of the flow medium loosens under certain conditions often from the wings, so that the otherwise available buoyancy is reduced. Such boundary layer influencing systems thus limit or prevent boundary layer detachment by being under controlled Conditions blow a flow medium into the boundary layer - for example through controlled Blowing out a fluid along the wing in the direction of the flow of the medium flowing around.

BLC-Systeme finden besondere Anwendung bei STOL-Flugzeugen. Die BLC-Systeme für diese Luftfahrzeuge weisen üblicherweise eine Vielzahl von Düsen, wie bspw. eine Vielzahl von Schlitzen oder Löchern, auf, die flügellängs entlang jeder Tragfläche vor einer Flügelfläche verteilt sind, deren Grenzschicht beeinflußt werden soll. Bspw. können die Düsen Luft kontrolliert tangential zur Flüyeloberfläche abgeben, wobei die Größe der Düsen und deren Anordnung in Flügellangsrichtung und Ausrichtung so gewählt sind, daß sich eine Luftströmung ergibt, die ebenfalls flügellängs die Tragfläche entlang verteilt abgeht.BLC systems find particular application in STOL aircraft. The BLC systems for these aircraft usually have a large number of nozzles, such as. a multitude of slots, or holes, running the length of the wing along each wing are distributed in front of a wing surface whose boundary layer is to be influenced. For example, the nozzles can be controlled tangential to the air Fluid surface issue, the size of the nozzles and their arrangement in the longitudinal direction of the wing and Orientation are chosen so that there is an air flow that is also longitudinal to the wing distributed along the wing.

Derartige BLC-Systeme für Flugzeuge weisen auch Luftzufuhrvorrichtungen auf, die kontrolliert Luft der Vielzahl von Düsen zuführten. Typischerweise übernimmt die Luftzufuhrvorrichtung dabeI i!ebenluft mit hohen Druck aus den Verdichterstufen der Strahltriebwerke des Flugzeugs und führt diese über geeignete Vcntilc und Leitungen den Düsen zu. Diese Nebenluft mit hohem Druck aus den Triebwerken ist erwünscht, um die Oberflächengröße der Düsen gering zu haltens so daß das Flugverhalten des Flugzeugs nicht beeinträchtigt wird. Die Ausnutzung der llebenluit wirft jedoch Schwierigkeiten hinsichtlich der Konstruktion, Herstellung und der Funktion des BLC-oystems auf. Bspw. sind aus dem Stand der Technik BLC-Svsteme für Flugzeuge bekannt, bei denen sowohl die Düsen als auch die Luftzuführung als einheitlicher Teil der Tragflächenstruktur aufgebaut sind. Da die Triebwerk-Nebenluft gegenüber der Umlufttemperatur verhältnismäßig heiß ist, treten hohe thermische Spannungen zwischen den Teilen des BLC-Systems und den Teilen der restlichen Tragflächenkonstruktion auf, die sich in den vorhandenen Konstruktionen nicht zufriedenstellend haben eliminieren lassen. Weiterhin eisen die BLC-Systeme nach dem Stand der Technil anordnungen auf, bei denen entweder die Düsen oder die Luftführung oder beide sich außerhalb der Tragflächenkonstruktion befinden. Hierbei sind zwar die Wärmespennungen gering; derartige Systeme sind aber nachteilig gcgenüber denen, bei denen das BLC-System in die Tragflächen integriert ist, da die Außenelemente aerodynamischen widerstand verursachen und man daher viele der Vorteile wieder verliert, die man mit der Grenzschichtbeeinflussung zunächst erreichen wollte.Such BLC systems for aircraft also have air supply devices on, which supplied air to the plurality of nozzles in a controlled manner. Typically takes over the air supply device thereby produces air at high pressure from the compressor stages the jet engines of the aircraft and guides them via suitable valves and lines the nozzles. This secondary air with high pressure from the engines is desirable, to keep the surface area of the nozzles small so that the flight behavior of the Aircraft is not affected. The exploitation of the llebenluit raises however Difficulties in the design, manufacture and function of the BLC-oystems on. For example, from the prior art are BLC systems for aircraft known, in which both the nozzles and the air supply as more uniform Part of the wing structure are built. Since the engine secondary air opposite the circulating air temperature is relatively hot, high thermal stresses occur between the parts of the BLC system and the parts of the rest of the wing structure which have not been satisfactorily eliminated in the existing constructions permit. Furthermore, the BLC systems iron according to the state of the art, where either the nozzles or the air duct or both are outside the Wing construction. The thermal expansion is low here; such systems are disadvantageous compared to those at those the BLC system is integrated into the wings, as the outer elements are aerodynamic cause resistance and therefore one loses many of the advantages that one has initially wanted to achieve with the boundary layer influence.

Schließlich führen die Lösungen der obengenannten Probleme hinsichtlich der T.!lärmespannungen und des aerodynamischen l;iderst:andes in BLC-Systemen nach dem Stand der Technik zu Anordnungen, die teuer herzustellen und zu zarten sind.Finally, the solutions to the above problems lead to of the noise tensions and the aerodynamic oil; iderst: other things in BLC systems prior art to assemblies that are expensive to manufacture and too delicate.

Viele Ziele und Vorteile, die der Fachmann erkennen wird, lassen sich mit einem verbesserten System zur Grenzschichtbeeinflussung bei Flugzeugen erreichen, bei dem man Luft, die man an einer ]rontrollierten Luftquelle abnimmt und deren Temperatur und Druck wesentlich höher als die Temperatur und der Druck der Außenluft sind, gesteuert in einen Grenzschichtbereich an einer Flügeloberfläche des Flugzeugs von einer Vielzahl von Punkten her einbläst, die in Flügellängsrichtung entlang mindestens eines Teiles einer Oberfläche eines Elements des Flugzeugs vor der Flügeloberfläche angeordnet sind.Many goals and advantages that those skilled in the art will recognize can be identified with an improved system for influencing the boundary layer in aircraft, in which one takes air that is taken from a] controlled air source and its The temperature and pressure are significantly higher than the temperature and pressure of the outside air are controlled in a boundary layer area on a wing surface of the aircraft blows in from a large number of points along the longitudinal direction of the wing at least part of a surface of an element of the aircraft in front of the wing surface are arranged.

Das System schafft eine verbesserte Grenzschichtbeeinflussung zum Einblasen gesteuerter Luft, deren Druck und Temperatur wesentlich höher als der Druck und die Temperatur der Außenluft sind und die man aus einer steuerbaren Luftquelle bezieht, in einen Grenzschichtbereich auf einer Flügeloberfläche des Flugzeugs aus einer Vielzahl von Punkten, die in Flügellängsrichtung entlang mindestens eines Teiles einer Oberfläche eines Elements des Flugzeugs vor der Flügeloberfläche angeordnet sind.The system creates an improved boundary layer influence for the Injection of controlled air, the pressure and temperature of which is significantly higher than that The pressure and temperature of the outside air are and are obtained from a controllable air source relates to a boundary layer area on a wing surface of the aircraft a plurality of points, which in the longitudinal direction of the wing along at least one Part of a surface of a Element of the aircraft in front of the wing surface are arranged.

Das System weist (a) Drittel, die einen Schlitz in der Vorderfläche bilden, wobei der Schlitz in Flügellängsrichtung entlang der Vorderrluchc im wesentlichen gleich ausgedehnt wie der genannte Teil der Vorderfläche verläuft, aus dem die gesteuerte Luft eingeblasen werden soll, (b) eine Vielzahl längsverlaufender Verteiler, die Luft aus deren steuerbarer Quelle zu Punkten entlang der Vorderfläche führen und eine nach innen- und nach außenbords, jeweils offenes Ende aufweisen, (c) eine Einrichtung, die die Vielzahl von Verteilern in einer flügel längs aufeinanderfolgenden Anordnung innerhalb des Flugzeugelements lagern und eine Vielzahl erster Lagereinrichtungen, die jeweils einen aus der Vielzahl von Verteilern am Flugzeugelement in der Nähe eines zugeordneten Innenbordendes des einen Verteilers in einer festen Lage abstützen, und eine Vielzahl zweiter Lagereinrichtungen aufweist, die jeweils einen der Vielzahl von Verteilern an dem Flugzeugelement in der Nähe eines zugehörigen ußenbordendes des einen Verteilers lagern, so daß jeder der Verteiler in Längsrichtung sich ausdehnen und somit in Flügellängsrichtung entlang des Flugzeugelements sich ausdehnen kann, (d) eine erste Einrichtung, die das Innenbordende des am weitesten innenbords gelegenen aus der Vielzahl der Verteiler mit der steuerbaren Luftquelle verbindet, (e) eine Vielzahl von zweiten Einrichtungen, die das Innenbordende der in Außenbordrichtung aufeinanderfolgenden Verteiler mit dem Außenbordende eines angrenzenden innenbords liegenden aus der Vielzahl von Verteilern verbinden, wobei jede der zweiten Einrichtungen bei der Längsausdehnung der Verteiler zusammengedrückt werden kann, (L-) eine Vielzahl on längsverlaufenden Düsenkammern, von denen mindestens eine einem entsprechenden aus der Vielzahl von Verteilern zugeordnet ist und ein verschlossenes Innenbord- und ein verschlossenes Außenbordende sowie ein Vorderwandelement aufweist, das so gestaltet ist, daß es in den Schlitz paßt und über seine Länge eine Vielzahl von Öffnungen enthält, die Luft in den Grenzschichtbereich einblasen können, wobei jede der Düsenkammern weiterhin eine obere und eine untere Zunge aufweist, die beide in Längsrichtung vom Innenbord- zum Außenbordende entlang der Kammer verlaufen, () eine Vielzahl dritter Einrichtungen, die jede Düsenkammer t eInem der Vielzahl von Verteilern verbinden und sie an diesem abstützen, so daß die Düsenkammern sich in dem Flugzeugelement in Flügellängsrichtung desselben au.-elnandervolgend angeordnet befinden, und eine erste und eine zweite Speiseleitung aufweisen, die jeweils in der Nähe des Innenbord- bzw. des Außenbordendes jeder Düsenkammern angeordnet sind und in der Lage sind, eine längsgerichtete Relativbewegung zwischen der Düsenkammer und dem entsprechenden aus der Vielzahl von Verteilern zuzulassen, wobei die dritten Einrichtungen jeweils eine dritte Speiseleitung aufweisen, die sicn zwischen der ersten und der zweiten Speiseleitung befindet, und (h) i4ittel innerhalb des Flugzeugelements aufweist, die obere und untere Längsnuten bilden, die über und unter dem Schlitz; und jeweils am Schlitz entlang verlaufen und die oberen und untereti Zungen der Vielzahl der Düsenkammern aufnehmen, damit die Düsenkammern in Längsrichtung relativ zum Flugzeugelement sich bewegen können, und das Vorderwandelement jeder Düsenkammer im l:esentlichen bündig mit der Vorderfläche halten.The system has (a) thirds that have a slit in the front face form, the slot in the longitudinal direction of the wing along the Vorderrluchc substantially the same extent as the mentioned part of the front surface from which the controlled Air is to be injected, (b) a plurality of longitudinal manifolds that Guide air from its controllable source to points along the front surface and one inboard and one outboard, each open end, (c) a device, which the plurality of manifolds in a wing longitudinally sequential arrangement store inside the aircraft element and a plurality of first storage devices, each one of the plurality of distributors on the aircraft element in the vicinity support an associated inboard end of a distributor in a fixed position, and a plurality of second storage devices each one of the plurality of manifolds on the aircraft element near an associated outboard end store one of the manifolds so that each of the manifolds expand in the longitudinal direction and thus can expand in the longitudinal direction of the wing along the aircraft element, (d) a first device, the inboard end of the inboard most connects from the plurality of manifolds to the controllable air source, (e) one Plurality of second devices that are the inboard end of the outboard direction successive manifold with the outboard end of an adjacent inboard lying from the plurality of manifolds, each of the second facilities during the longitudinal expansion of the manifold can be compressed, (L-) a multitude on longitudinal nozzle chambers, of which at least one is corresponding from the large number of distributors is assigned and a closed one Has inboard and a closed outboard end as well as a front wall element, which is designed to fit the slot and a plurality along its length of openings which can blow air into the boundary layer area, wherein each of the nozzle chambers further has upper and lower tabs, both of which extend longitudinally from the inboard to the outboard end along the chamber, () a plurality of third devices that connect each nozzle chamber to one of the plurality Connect of manifolds and support them on this so that the nozzle chambers arranged in the aircraft element in the wing longitudinal direction of the same au.-elnandervolgend are located, and have a first and a second feed line, each in are located near the inboard and outboard ends of each nozzle chamber and are capable of relative longitudinal movement between the nozzle chamber and admitting the corresponding one of the plurality of distributors, the third Facilities each have a third feed line that sicn between the first and second feed lines, and (h) i4mittel within the aircraft element which form upper and lower longitudinal grooves which are above and below the slot; and run along the slot and the upper and lower tongues of the Record plurality of nozzle chambers so that the nozzle chambers are relative in the longitudinal direction can move to the aircraft element, and the front wall element of each nozzle chamber hold essentially flush with the front surface.

Die Erfindung soll nun unter Bezug auf die beigefügten Zeichnungen nach der vorliegenden Erfindung ausführlich beschrieben werden.The invention will now be considered with reference to the accompanying drawings according to the present invention will be described in detail.

Fig. 1 ist eine bildliche Darstellung eines STOL-Flugzeugs, das mit dem verbesserten Grenzschicht-Steuersystem nach der vorliegenden Erfindung ausgestattet ist; Fig. 2 ist eine Diagrammdarstellung des verbesserten Grenzschicht-Steuersystems nach der vorliegenden Erfindung; Fig. 3 ist eine Draufsicht einer Verteiler- und Düsenkammerkonstruktion als Teil des Grenzschicht-Steuersystems; Fig. 4 ist eine Explosionsdarstellung der Verteiler- und Düsenkammeranordnung sowie zugehöriger Teile der Tragflächenkonstruktion; Fig. 5 ist ein Teilschnitt einer Gleitlagerung für die außenbordseitige Lagerung der Verteiler- und Düsenkammeranordnung an der Tragflächenkonstruktion; Fig. 6 ist ein Teilschnitt einer festen Lagerung für die innenbordseitige Lagerung der Verteiler- und Düsenkammeranordnung an der Tragflächenkonstruktion; Fig. 7 ist ein erster Schnitt durch die in der Tragfläche installierte Verteiler- und Düsenkammeranordnung; Fig. 8 ist ein zweiter Schnitt der im Tragflügel angebrachten Verteiler- und Düsenkammeranordnung; Fig. 9 ist eine teilweise weggeschnittene Vorderansicht der Tragflächenkonstruktion, die die Verteiler- und Düsenkammeranordnung in dieser zeigt; Fig.io ist eine Schnittdarstellung eines Teils der Düsenkammer und zeigt eine typische Düse in dieser; Fig. 11 ist ein Aufriß von vorn, der die Anordnung der Verschlußplatten für angrenzende Düsenkammern zeigt, die in der Tragfläche angeordnet sind; Fig. 12 ist eine Schnittdarstellung der Verschlußplattenkonstruktion der Fig. 11; und Fig. 13 ist eine Draufsicht der Tragflächenspitze, die teilweise weggeschnitten ist, um den außenbords liegenden Abschluß des Verteilers zu zeige, der zum Enteisen dient.Fig. 1 is a pictorial representation of a STOL aircraft deployed with equipped with the improved boundary layer control system of the present invention is; Figure 2 is a diagrammatic representation of the improved boundary layer control system according to the present invention; Fig. 3 is a top plan view of a manifold and Nozzle chamber construction as part of the boundary layer control system; Fig. 4 is a Exploded view of the manifold and nozzle chamber arrangement and associated Parts of the wing structure; Fig. 5 is a partial section of a slide bearing for the outboard storage of the manifold and nozzle chamber arrangement on the Wing construction; Fig. 6 is a partial section of a fixed support for the inboard mounting of the manifold and nozzle chamber assembly on the wing structure; Fig. 7 is a first section through the manifold installed in the wing and nozzle chamber assembly; Figure 8 is a second section of those mounted in the airfoil Manifold and nozzle chamber assembly; Fig. 9 is a partially cutaway front view the wing structure that includes the manifold and nozzle chamber assembly in this shows; Fig.io is a sectional view of a portion of the nozzle chamber and shows a typical nozzle in this; Fig. 11 is a front elevation showing the arrangement of the closure plates for adjacent nozzle chambers, which are arranged in the wing are; Fig. 12 is a cross-sectional view of the locking plate structure of Fig. 11; and Fig. 13 is a top plan view of the wing tip, partially cut away is to show the outboard termination of the manifold used for deicing serves.

Die Fig. 1 der Zeichnung zeigt ein STOL-Flugzeug 20 mit einem ersten und einem zweiten Strahltriebwerk 22 bzw. 2d, die an der linken bzw. rechten Tragfläche 23, 25 angeordnet sind und von diesen vorstehen. Die Tragflächen stehen aus einem Rumpf 26 heraus vor, wobei die Triebwerke 22, 24 sehr nahe am Rumpf 26 angeordnet sind. Außerhalb der Triebwerke sind an der linken und der rechten Tragfläche 23 bzw. 25 eine Vielzahl von Vorderkanten-bzw. Krueger-Klappen 27, 28 vorgesehen, die betrieblich die Profilwölbung verändern sollen. Derartige Vorderkantenklappen 27, 28 sind aus dem Stand der Technik bekannt und im vorliegenden Fall in Form von acht aneinandergrenzenden Abschnitten ausgeführt, die jeweils normalerweise in einem Hohlraum auf der Unterseite der zugehörigen Tragfläche 23 oder 25 verstaut sind und sich aus dieser Normallage durch Befehl des Kommandanten oder eine Steuerautomatik vor die Vorderkante der zugehörigen Tragfläche schwenken lassen, wie in Fig. 1 gezeigt. Wie aus dem Stand der Technik ebenfalls bekannt, erzeugen Vorderkantenklappen wie bspw. die Klappen 27, 29 im ausgefahrenen Zustand bei niedriger Geschwindigkeit einen erhöhten Auftrieb, indem sie die Staupunkte der Luftströmung vor die Vorderkante der Tragflächen 23, 25 verschieben.Fig. 1 of the drawing shows a STOL aircraft 20 with a first and a second jet engine 22 and 2d, respectively, on the left and right wings 23, 25 are arranged and protrude from these. The wings are made of one Fuselage 26 out in front, the engines 22, 24 being arranged very close to the fuselage 26 are. Outside the engines, there are 23 on the left and right wings or 25 a plurality of leading edge or. Krueger flaps 27, 28 provided, the should operationally change the profile curvature. Such leading edge flaps 27, 28 are known from the prior art and in the present case in the form of eight adjoining sections, each usually in one Cavity on the underside of the associated wing 23 or 25 are stowed and get out of this normal situation by command of the commander or an automatic control system Swivel in front of the leading edge of the associated wing, as shown in FIG. 1. As is also known in the art, leading edge flaps such as For example, the flaps 27, 29 in the extended state at low speed a increased lift by placing the stagnation points of the air flow in front of the leading edge of the wings 23, 25 move.

In der Vorderkante der Tragflächen 23, 25 befindet sich weiterhin eine Vielzahl von BLC-Düsenanordnungen 29, 30, die jeweils flügel längs entlang der Tragfläche 23 bzw. 25 von dem zugehörigen Strahltriebwerk 22 oder 24 zu der zugehörigen Tragflächenspitze verteilt und jeweils so gestaltet sind, daß sie einen Strom BLC-Luft rückwärts entlang der Flügeloberseite der Tragfläche 23 oder 25 richten.In the leading edge of the wings 23, 25 is still located a plurality of BLC nozzle assemblies 29, 30, each wing longitudinally along of the wing 23 or 25 from the associated jet engine 22 or 24 to the associated wing tip distributed and each designed so that they have a Direct flow of BLC air backwards along the wing top of the wing 23 or 25.

Die Fig. 2 zeigt schematisiert das verbesserte BLC-System mit besonderer Betonung einer Luftzuführung, die BLC-Luft aus den Strahltriebwerken 22, 24 den jeweiligen Düsen 29, 30 zuführt.Fig. 2 shows schematically the improved BLC system with special Emphasis on air supply, the BLC air from the jet engines 22, 24 den respective nozzles 29, 30 supplies.

In der Fig. 2 hat das Triebwerk 22 einen Niederdruckverdichter 22A und einen Hochdruckverdichter 22B, die beide zusätzliche Nebenluftanschlüsse aufweisen.; entsprechend hat das Triebwerk 24 einen Niederdruckverdichter 24A und einen Hochdruckverdichter 24B. Bspw. kann es sich bei den Strahltriebwerken 22, 24 um den Typ CF6-60D der Fa. General Electric handeln. Bei solchen Triebwerken können die Stufen 22A, 24A die achte Verdichterstufe, die Stufen 22B, 24B die 14. Verdichterstufe sein; hierbei hat die Nebenluft im Vergleich zum Druck und der Temperatur der Außenluft einen verhältnismäßig hohen Druck und eine hohe Temperatur.In Fig. 2, the engine 22 has a low pressure compressor 22A and a high pressure compressor 22B, both of which have additional auxiliary air connections .; accordingly, the engine 24 has a low pressure compressor 24A and a high pressure compressor 24B. For example, the jet engines 22, 24 can be of the CF6-60D type General Electric act. In such engines, stages 22A, 24A the eighth compressor stage, stages 22B, 24B being the 14th compressor stage; here the secondary air has one compared to the pressure and the temperature of the outside air relatively high pressure and high temperature.

Die Stufen 22A, 24A sind über zugeordnete Rückschlagventile 31, 32 und Leitungen an erste Einlässe der Mischejektoren 35, 36.The stages 22A, 24A are via associated check valves 31, 32 and lines to first inlets of the mixing ejectors 35, 36.

die Stufen 22B, 24B über Sperrventile 33, 34 und zugeordnete Leitungen zu zweiten Einlässen der Mischejektoren 35, 36 geführt. Die Auslässe der Mischejektoren 35, 36 sind über zugeordnete Sperrventile 37, 38 und Leitungen an einen gemeinsamen Versorgungslcanal 39 für das BLC-System geführt.the stages 22B, 24B via shut-off valves 33, 34 and associated cables led to second inlets of the mixing ejectors 35, 36. The outlets of the mixing ejectors 35, 36 are connected to a common one via assigned shut-off valves 37, 38 and lines Supply channel 39 for the BLC system.

Eine geeignete Steuerschaltung, die hier nicht gezeigt und nicht Teil der vorliegenden Erfindung ist, dient zur Steuerung der Absperrventile 33, 34 und 37, 38, um dem gemeinsamen Versorgunganal 39 während der Start- und Landemanöver des STOL-Flugzeugs BLC-Luft zuzuführen. Wie einzusehen ist, kann BLC-Luft von jeweils einem oder beiden Triebwerken 22, 24 mittels entsprechender Steuerung der Absperrventile 37, 38 geliefert werden. Beim typischen Landeanflug und Durchstarten sind die Absperrventile 33, 34 und 37, 38 offen, so daß BLC-Luft aus den Stufen 22A, 24A, 22B und 24B kommt, wobei die Ejektoren 35, 36 die Luftströme aus den jeweiligen Verdichterstufen mischen Bei einem typischen Start und bei einer Landung mit Schubumeiner sind die Ventile 33, 34 geschlossen, so daß die BLC-Luft nur aus den Verdichterstufen 22A, 24A kommt. Ist eines der Triebwerke 22, 24 ausgefallen (bspw. das Triebwerk 24), wird das Absperrventil 38 geschlossen und das Absperrventil 33 geöffnet, damit die Stufen 22A, 22B des betriebsfähigen Triebwerks 22 BLC-Luft bei allen Manövern liefern. Während die Absperrventile 33, 34 offen sind, verhindern die Rückschlagventile 31, 32 eine Rückströmung von Hochdruckluft in die Niederdruck-Verdichterstufen 22A, 24A.A suitable control circuit, not shown here and not part of it of the present invention is used to control the shut-off valves 33, 34 and 37, 38 to the common supply channel 39 during take-off and landing maneuvers of the STOL aircraft to supply BLC air. As can be seen, BLC can air from each one or both engines 22, 24 by means of appropriate control of the shut-off valves 37, 38 can be delivered. During a typical landing approach and go-around, the shut-off valves are 33, 34 and 37, 38 open so that BLC air comes out of stages 22A, 24A, 22B and 24B, wherein the ejectors 35, 36 mix the air flows from the respective compressor stages On a typical take-off and landing with thrust, the valves are 33, 34 closed so that the BLC air comes only from the compressor stages 22A, 24A. If one of the engines 22, 24 has failed (for example the engine 24), the shut-off valve is activated 38 closed and the shut-off valve 33 opened so that the stages 22A, 22B of the operational engine 22 to deliver BLC air during all maneuvers. While the shut-off valves 33, 34 are open, the check valves 31, 32 prevent a backflow of High pressure air into the low pressure compressor stages 22A, 24A.

An einer der in Fig. 2 dargestellten ähnlichen Anordnung durchgeführte Versuche mit Triebwerken CF6-50D der Fa. General Electric haben ergeben, daß der Druck und die Temperatur der dem gemeinsamen Versorgungskanal 39 zugeführten BLC-Luft während der beschriebenen Manöver von etwp 5,62 kg/cm2 (80 psi) bei etwa 3570C (6750F) bis eta 8,44 kg/cm2 C12o psi) bei etwa 4820C (9oo°F) reichen.Performed on an arrangement similar to that shown in FIG Tests with CF6-50D engines from General Electric have shown that the Pressure and temperature of the BLC air supplied to the common supply channel 39 during the described maneuvers of about 5.62 kg / cm2 (80 psi) at about 3570C (6750F) to about 8.44 kg / cm2 C12o psi) at around 4820C (900 ° F).

Der gemeinsame Versorgungskanal 39 ist einerseits an einen ersten aus einer Vielzahl in Reihe geschalteter Verteiler 40i im linken Flügel 23 und andererseits an einen ersten einer Vielzahl von in Reihe geschalteten Verteilern 41i im rechten Flügel 25 angeschlossen. Eine Vielzahl von Düsenkammern 42k ist mit den Verteilern 40i und eine Vielzahl von Düsenkammern 43k mit den Verteilern 41i verbunden. Ein Teil jeder der Düsenkammern 42k, 43k befindet sich in der Vorderkante der Tragfläche 23, 25 und weist die Vielzahl der Düsen 29, 30 auf.The common supply channel 39 is on the one hand to a first from a plurality of distributors 40i connected in series in the left wing 23 and on the other hand to a first of a plurality of series-connected manifolds 41i in the right Wing 25 connected. A plurality of nozzle chambers 42k are with the manifolds 40i and a plurality of nozzle chambers 43k connected to the manifolds 41i. A Part of each of the nozzle chambers 42k, 43k is in the leading edge of the wing 23, 25 and has the plurality of nozzles 29, 30.

Ein Prototyp der vorliegenden Erfindung ist mit acht Verteilern 40is 41. ausgeführt, d.h. i = 1 bis 8, während jedem Verteiler 40i, 41. jeweils zwei Düsenkammern 42k, 43k zugeordnet sind, d.h. k = 1 bis 16.A prototype of the present invention is with eight manifolds 40is 41st executed, i.e. i = 1 to 8, during each distributor 40i, 41st two each Nozzle chambers 42k, 43k are assigned, i.e. k = 1 to 16.

Der am weitesten außen liegende der Verteiler 40i , 41i läuft in Venturidüsen 44, 45 in den Spitzen der Tragfläche 23, bzw.The outermost one of the distributors 40i, 41i runs in Venturi nozzles 44, 45 in the tips of the wing 23, or

25 aus, durch die zum Enteisen BLC-Luft abströmen kann, wie unten beschrieben.25, through which BLC air can flow out for de-icing, as below described.

Der folgende Teil der Beschreibung beschäftigt sich mit nur dem der Tragfläche 23 zugeordneten Teil des BLC-Systems, denn die dem Tragflügel 24 zugeordneten Teile des BLC-Systems sind analog und symmetrisch aufgebaut.The following part of the description deals with only that of the Part of the BLC system associated with the wing 23, because the wing 24 associated with it Parts of the BLC system are analog and symmetrical.

Die Fig. 3 zeigt einen typischen Verteiler 40i sowie zwei zugehörige Düsenkammern 42k Die im Einzelnen vorliegenden Abmessungen der Verteiler 40i und Düsenkammern 42k ändern sich entlang der Tragfläche 23 so, daß sich zusammen mit der Größe und dem Abstand der Injektoren 29 ein konstanter Momentausstrmkoeffizient ("constant moment blowing coefficient") der BLC-Luft auf der Oberseite der Tragfläche 23 ergibt.3 shows a typical manifold 40i and two associated ones Nozzle chambers 42k The individual dimensions of the manifolds 40i and Nozzle chambers 42k change along the wing 23 so that together with the size and the spacing of the injectors 29 a constant torque outflow coefficient ("constant moment blowing coefficient") of the BLC air on the top of the wing 23 results.

In der Fig. 3 (und auch den entsprechenden Teilen der Fig. 4, 7, 8 und 9) ist zu sehen, daß der Verteiler 40i ein langgestreckter rohrförmiger Kanal aus metallischem Werkstoff mit einem ersten, innenbordsgelegenen Ende (in Fig. 3 rechts) und einem zweiten bzw. außenbords gelegenen Ende (in Fig. 3 links) ist.In FIG. 3 (and also the corresponding parts of FIGS. 4, 7, 8 and 9) the manifold 40i is seen to be an elongated tubular channel made of metallic material with a first, inboard end (in Fig. 3 right) and a second or outboard end (left in Fig. 3).

Umfangslippen 46, 47 sind am ersten und zweiten Ende des Verteilers 40i vorgesehen, wobei die Lippe 46 an einen Balgen 49 angeschweißt oder mit diesem sonstwie verbunden ist, der seinerseits am ersten Ende des Verteilers 40i angeschweißt oder sonstwie festgelegt ist, wobei die Lippe 47 am zweiten Ende des Verteilers 40i angeschweißt oder sonstwie befestigt ist. Beide Lippen 46, 47 sind so konstruiert, daß sie stumpf an den entsprechenden Lippen der angrenzenden Verteiler 40i anliegen, so daß sich die aufeinanderfolgenden Verteiler 40i durch geeignete Marmon-Schellen 48 oder dergl. Elemente, die um die Lippen 46, 47 herumgelegt werden, aneinander befestigen lassen. Die Balgen 49 können in irgendeiner Ausführung vorliegen, die eine Expansion und Kontraktion parallel zur Längsachse des Verteilers 40i zuläßt. Ein Paar innenbords gelegener Ansätze ist an einer dem ersten Ende nahen Stelle am Verteiler 40j angeschweißt oder sonstwie befestigt, während am Verteiler 40i an dessen zweiten Ende ein Paar außenbords liegender Ansätze 51 angeschweißt oder sonstwie befestigt ist.Circumferential lips 46, 47 are on the first and second ends of the manifold 40i is provided, the lip 46 being welded to or with a bellows 49 is otherwise connected, which in turn is welded to the first end of the manifold 40i or otherwise fixed with the lip 47 at the second end of the manifold 40i is welded on or otherwise attached. Both lips 46, 47 are designed in such a way that that they are butt against the corresponding lips of the adjacent manifolds 40i, so that the successive distributors 40i by suitable Marmon clamps 48 or the like. Elements around the lips 46, 47 are lying around, can be attached to each other. The bellows 49 can be of any design, which allows expansion and contraction parallel to the longitudinal axis of the manifold 40i. A pair of inboard lugs is at a location near the first end welded or otherwise attached to the manifold 40j, while the manifold 40i at the second end of which a pair of lugs 51 lying outboard are welded or otherwise attached.

Wie zu beschreiben sein wird, erlauben die Ansätze 51, 51 eine Lagerung des Verteilers 40i an entsprechenden Elementen der Tragflächenkonstruktion.As will be described, the lugs 51, 51 allow storage of the distributor 40i on corresponding elements of the wing structure.

Die BLC-Luftzufuhr aus dem Verteiler 40i an jede Düsenkammer 42k erfolgt durch ein Paar Speisekanäle 53, die zum ersten bzw.The BLC air is supplied from manifold 40i to each nozzle chamber 42k through a pair of feed channels 53, which lead to the first resp.

zweiten Ende der Düsenkammer 42k gerichtet sind, sowie einen Speisekanal 52 zwischen den Speisekanälen 53. Der Speisekanal 52 ist im allgemeinen rohrförmig aufgebaut, aus metallischem werkstoff ausgebildet und an sowohl der Düsenkammer 42k als auch dem Verteiler 40i angeschweißt oder sonstwie befestigt.second end of the nozzle chamber 42k are directed, as well as a feed channel 52 between the feed channels 53. The feed channel 52 is generally tubular constructed, made of metallic material and attached to both the nozzle chamber 42k and the distributor 40i welded or otherwise attached.

Die Düsenkammer 42k und der Verteiler 40i enthalten entsprechende Öffnungen, die einen Luftdurchgang durch den Kanal 52 erlauben.The nozzle chamber 42k and manifold 40i contain respective ones Openings that allow air to pass through the channel 52.

Die Speisekanäle 53 weisen andererseits einen metallischen Balgen auf, der eine Expansion und Kontraktion quer zur Längsachse zuläßt, wobei jeder Speisekanal 53 auf geeignete Weise (durch Schweißen oder sonstwie) am Verteiler 40i und der Düsenkammer 42k festgelegt ist. Es ist einzusehen, daß jede Düsenkammer 42k sich daher relativ zum Verteiler 40i in Scherrichtung bewegen kann an Punkten, die beabstandet sind von der festen £stützung, die der zwischenliegende Speisekanal 52 bildet.The feed channels 53, on the other hand, have a metallic bellows which allows expansion and contraction transversely to the longitudinal axis, each Feed channel 53 in a suitable manner (by welding or otherwise) on the manifold 40i and the nozzle chamber 42k is set. It can be seen that each nozzle chamber 42k can therefore move in the shear direction relative to manifold 40i at points which are spaced from the fixed one £ support that the intermediate Feed channel 52 forms.

Obgleich die Düsenkammer 42,, über die von den Kanälen 52, 53 gebildeten Verbindungen starr am Verteiler 40i festgelegt ist, kann die Düsenkammer 42l sich bezüglich des Verteilers 40i geringfügig quer zur Längsabmessung belegen. Es ist also ein Paar Bänder 54 vorgesehen, die mit beiden Enden an entsprechenden arsen 54A (Fig. t) an der Düsenkammer 42k angeschweißt oder sonstwie befestigt sind und um die angrenzenden Teile des Verteilers 4o. herum verlaufen.Although the nozzle chamber 42, via the channels 52, 53 formed Connections is rigidly fixed on the manifold 40i, the nozzle chamber 42l can be occupy with respect to the distributor 40i slightly transversely to the longitudinal dimension. It is thus a pair of straps 54 are provided, both ends of which are attached to corresponding arsenic 54A (Fig. T) are welded or otherwise attached to the nozzle chamber 42k and around the adjacent parts of the distributor 4o. run around.

Wie in Fig. 3 ersichtlich, sind die jeweiligen Enden der angrenzenden Düsenkammern 42l geringfügig beabstandet, so daß sie sich in Längsrichtung ausdehnen können. Eine Verschlußplattenkonstruktion 55, die ausrührlicher in Verbindung mit Fig. ii, 12 beschrieben ist, bildet mit den Enden der angrenenden Düsenkammern 42k eine Gleitabdeckung über den beabstandeten Enden angrenzender Düsenkammern 42k Wie aus den Fig. 4 bis 9 ersichtlich, weist die Tragfläche 23 einen Träger 60, der in Flügellängsrichtung verläuft und an dem eine Vielzahl von Rippen angebracht sind, die die Flügelkonstruktion hinter der Vorderkante tragen, sowie einen unten an diesen angrenzenden Stützträger 61 auf, der ebenfalls in Flügellängsrichtung verläuft. Eine Vielzahl oberer Tragrippen 62 und eine entsprechende Vielzahl unterer Tragrippen 63 sind am Träger 60 und am Stützträger 61 befestigt und voneinander in Flügellängsrichtung beabstandet. Eine obere Fläche jeder aus der Vielzahl von oberen Stützrippen 62 ist gekrümmt ausgeführt; an ihr ist eine gekrümmte obere Nasenplatte 66 befestigt.As can be seen in Fig. 3, the respective ends of the adjacent Nozzle chambers 42l slightly spaced so that they expand in the longitudinal direction can. A locking plate structure 55, which will be more fully described in connection with Fig. Ii, 12 is described, forms with the ends of the adjoining nozzle chambers 42k a sliding cover over the spaced ends of adjacent nozzle chambers 42k Such as 4 to 9, the support surface 23 has a carrier 60 which is shown in FIG Longitudinal direction of the wing and to which a large number of ribs are attached, which carry the wing construction behind the leading edge, as well as one at the bottom of this adjacent support beam 61, which also runs in the longitudinal direction of the wing. A plurality of upper support ribs 62 and a corresponding plurality of lower support ribs 63 are attached to the carrier 60 and to the support carrier 61 and from each other in the longitudinal direction of the wing spaced. A top surface of each of the plurality of top support ribs 62 is curved; on it is a curved upper nasal plate 66 attached.

Entsprechend ist auch die untere Fläche jeder der unteren Tragrippen 63 gel krümmt ausgeführt; an ihr ist eine gekrümmte untere Hasenplatte G7 befestigt. Beim Zusammenbau werden einander entsprechende Rippen 62 und 63 aufeinander ausgerichtet und mit den Bändern G3 miteinander verbunden.The lower surface of each of the lower support ribs is also corresponding 63 gel bends executed; a curved lower rabbit plate G7 is attached to it. When assembled, corresponding ribs 62 and 63 are aligned and connected to one another with the bands G3.

Die Nasenplatten 66, 67 sind vorzugsweise aus einem Glasfaser-Werkstoff ausgeführt, da dort infolge der IJähe der Platten 66, 67 zur BLC-Luftauslaßkonstruktion hohe Temperaturen auftreten.The nose plates 66, 67 are preferably made of a fiberglass material carried out because there due to the proximity of the plates 66, 67 to the BLC air outlet construction high temperatures occur.

In einem Prototyp der vorliegenden Erfindung besteht dieser Werkstoff aus einer Inneren und einer äußeren Lage aus mit Glasfasern verstärktem Epoxyharz auf einem Wabenkern aus Nomex-Material; die Anordnung enthält Aussparungen, die die entsprechenden Tragrippen 62, 63 aufnehmen. Im zusammengebauten Zustand bilden der Träger 60, der Jtützträger 61 und die oberen tasenplatten 66, 67 eine Kammer, die flügellängs in der Vorderkante der Tragfläche verläuft und in der sich die Verteiler 40i und die zugeordneten Düsenkammern 42k befinden. weiterhin entsteht ein flügellängs verlaufender Schlitz zwischen der oberen und unteren Nasenplatte 66, 67, durch den hindurch eine Oberfläche der Düsenkammern 42k offen liegt.This material exists in a prototype of the present invention made of an inner and an outer layer made of glass fiber reinforced epoxy resin on a honeycomb core made of Nomex material; the arrangement contains recesses that the corresponding support ribs 62, 63 accommodate. Form when assembled the carrier 60, the support carrier 61 and the upper base plates 66, 67 form a chamber, which runs longitudinally in the leading edge of the wing and in which the distributor is located 40i and the associated nozzle chambers 42k are located. furthermore, a wing length is created extending slot between the upper and lower nose plates 66, 67 through the through a surface of the nozzle chambers 42k is exposed.

Die innenbords liegenden oberen und unteren Tragwinkel 64A, GQB und die außenbords liegenden oberen und unteren Tragwinkel 65A, 65B verbinden jeden Verteiler mit der Tragflächenkonstruktion. Die Winkel 64A, 64B sind am Träger 60 bzw. Träger 61 befestigt und nehmen jeweils gemeinsam ein entsprechendes Paar der innenbords liegenden Ansätze 50 nichtgleitend auf. Die Winkel 65A, 65B sind am Träger 60 bzw. Träger 61 befestigt und nehmen ein entsprechendes Paar der außenbords liegenden Ansätze 51 im Gleitsitz auf.The inboard upper and lower support brackets 64A, GQB and the outboard upper and lower brackets 65A, 65B connect each Distributor with the wing structure. The angles 64A, 64B are on the carrier 60 or carrier 61 and each jointly take a corresponding pair the inboard approaches 50 non-sliding. The angles 65A, 65B are on the carrier 60 and carrier 61 attached and take a corresponding pair of the outboard Approaches 51 in a sliding fit.

Wie in FIg. 5 gezeigt, verläuft durch den Winkel 65A parallel zur Längsabmessung des Trägers 60 eine Öffnung, die eine langgestreckte zylindrische Hülse 57 aufnimmt. Um den Verteiler 4o am winkel 65A zu befestigen, verläuft die Hülse 57 auch durch eine entsprechende Öffnung im außenbords liegenden Ansatz 51, die eine mittig angeordnete verschmälerte Auflagerfläche 51A enthält, auf die sich die Hülse 57 mit ihrer Außenfläche auflegt. Dic Gleitverbindung ist mit einem Bolzen 59 zusammengehalten, dessen Schaft durch die Hülse 57 verläuft und dessen Kopf auf dem ersten Schenkel des Winkels 65A aufliegt. Der Schaft des Bolzens 59 steht durch den zweiten, gegenüberliegenden Schenkel des Winkels 65A vor; auf ihn ist eine Mutter 59A aufgeschraubt.As in Fig. 5, runs through angle 65A parallel to Longitudinal dimension of the carrier 60 has an opening that is an elongated cylindrical Sleeve 57 receives. To attach the distributor 4o to the angle 65A, the Sleeve 57 also through a corresponding opening in the outboard extension 51, which includes a centrally located narrowed bearing surface 51A on which the sleeve 57 rests with its outer surface. The sliding connection is with a bolt 59 held together, the shaft of which runs through the sleeve 57 and its head on the first leg of the angle 65A rests. The shaft of the bolt 59 protrudes the second, opposite leg of the bracket 65A in front; on him is a mother 59A screwed on.

Im Ruhezustand, wenn dem Verteiler 40i keine BLC-Luft zugeführt wird, bleibt der Ansatz 51 in der in Fig. 5 gezeigten Lage.At rest, when no BLC air is supplied to manifold 40i, the extension 51 remains in the position shown in FIG.

Wird BLC-Luft zugeführt, bewirkt die Wärmeausdehnung des Verteilers 4o. in der Längsrichtung, daß der Ansatz 51 auf der Hülse 57 nach linkes gleitet. Die verhältnismäßig kleine Fläche 51A zwischen dem Ansatz 51 und der Hülse 57, an der Reibung stattfinden kann, erlaubt diese Bewegung auch dann, wenn der Verteiler 40i und der Ansatz 51 nicht einwandfrei miteinander ausgerichtet sind - bspw. wenn die Tragfläche 23 sich durchbiegt.If BLC air is supplied, it causes the manifold to expand thermally 4o. in the longitudinal direction that the projection 51 slides on the sleeve 57 to the left. The relatively small area 51A between the extension 51 and the sleeve 57, on The friction can take place, allows this movement even when the manifold 40i and the approach 51 are not properly aligned with one another - for example. If the wing 23 sags.

In Fig. 6 ist der innenbords liegende Ansatz 51 mit einer Öff nung versehen, die eine langgestreckte zylindrische Hülse 56 aufnimmt. Der Tragwinkel 64A ist ebenfalls mit einer Öffnung versehen, die durch ihn parallel zur Längsabmessung des Trägers 60 verläuft. Ein Bolzen 58 ist durch die Öffnungen im 'linkel 64A und der Hülse 56 gesteckt und vervollständigt die Eeste Verbindung, wobei der Kopf des Bolzens 58 auf einem ersten Schenkel des Tragwinkels 64A aufliegt und eine Mutter 58A auf ein zweites Ende des Bolzens 58 aufgeschraubt ist und auf dem zweiten Schenkel des Winkels 64A aufliegt.In Fig. 6, the inboard approach 51 is with an opening Publ which receives an elongated cylindrical sleeve 56. The support bracket 64A is also provided with an opening running through it parallel to the longitudinal dimension of the carrier 60 runs. A bolt 58 is through the openings in the 'links 64A and the sleeve 56 inserted and completes the Eeste connection, the head of the Bolt 58 rests on a first leg of the support bracket 64A and a nut 58A is screwed onto a second end of the bolt 58 and onto the second leg of the angle 64A rests.

Die gleitende und feste Lagerung, die man mit den Ansätzen 51, So und den tt;nkeln 65B, 64B erreicht, entspricht der mit den Ansätzen 51, 50 und den Winkeln 65Å, 64A.The sliding and fixed bearing that can be found in approaches 51, So and reaches the tt; glands 65B, 64B, corresponds to that with the shoulders 51, 50 and the Angles 65Å, 64A.

Jede Düsenkammer 42k (Fig. 4, 7, 8, 9) ist im Querschnitt im wesentlichen rechteckig; ihr erstes und zweites Ende sind jeweils geschlossen, so daß die Luftzufuhr zur Kammer jeweils nur durch die Speisekanäle 52, 53 und der Luftablaß nur durch die Düsen 29 erfolgen, wie im folgenden beschrieben. Die Düsenkammer 42 hat ein Vorderwandelement 80, das halbgekrümmt k ("semi-arcuate") geformt ist und dessen vertikale Abmessung im wesentlichen gleich dem Abstand zwischen der oberen und der unteren Nasenplatte 66, 67 mit dem Schlitz zwischen ihnen ist.Each nozzle chamber 42k (Figs. 4, 7, 8, 9) is substantially in cross-section rectangular; their first and second ends are each closed, so that the air supply to the chamber only through the feed channels 52, 53 and the air outlet only through the nozzles 29 take place as described below. The nozzle chamber 42 has a Front wall member 80, which is semi-arcuate k ("semi-arcuate") shaped and its vertical dimension substantially equal to the distance between the top and the lower nose plate 66, 67 with the slot between them.

Wie am besten in den Fig. 7, 8 und 9 ersichtlich, wird das Vorderplattenelement im wesentlichen von der Tragkonstruktion für die Düsenkammer 42k, die Speisekanäle 52, 53 und die Bänder 54 bündig mit den jeweiligen Außenflächen 69, 70 der oberen und unteren Nasenplatten 66, 67 gehalten.As best seen in Figures 7, 8 and 9, the faceplate member essentially from the support structure for the nozzle chamber 42k, the feed channels 52, 53 and the bands 54 flush with the respective outer surfaces 69, 70 of the upper and lower nose plates 66, 67 held.

Damit jede Düsenkammer 42k in Flügellängsrichtung sich gegenüber den angrenzenden Nasenplatten 66, 67 ausdehnen oder zusammenziehen kann und man die Luftströmung zwischen dem Äußeren der Vorderkante der Tragfläche 23 und der die BLC-Luftausgabeanordnung enthaltenden Kammer hält, ist jede Düsenkammer 42k mit einer oberen Zunge 81 und einer unteren Zunge 82 versehen, die in Längsrichtung entlang der oberen bzw. unteren Fläche der Düsenkammer 6i2k verlaufen. Eine flügel längs verlaufende erste Nut nimmt die obere Zunge 31 auf; diese ilut wird von einem flügellängs verlaufenden Abstandhalter 83 und einer flügellängs verlaufenden Platte 84 gebildet, die beide mit geeigneten Befestigern auf der oberen Nasenplatte 66 am Schlitz für die Düsenkammer 42A festgelegt sind. Entsprechend ist eine zweite flügellängs verlaufende Nut vorgesehen, die die untere Zunge 82 aufnimmt, wobei diese Nut von einem flügel längs verlaufenden Abstandselement 85 und einer flügellängs verlaufenden Platte 86 gebildet wird, die mit geeigneten Befestigern auf der unteren Nasenplatte 67 am Schlitz für die Düsenkammer 42k befestigt sind.So that each nozzle chamber 42k in the wing longitudinal direction with respect to the adjacent nose plates 66, 67 can expand or contract and you can the Air flow between the exterior of the leading edge of the wing 23 and the die Holding chamber containing BLC air dispensing assembly, each nozzle chamber is 42k with an upper tongue 81 and a lower tongue 82 which extend in the longitudinal direction extend along the upper and lower surfaces of the nozzle chamber 6i2k, respectively. One wing The longitudinal first groove receives the upper tongue 31; this ilut is made by one longitudinally extending spacer 83 and a longitudinally extending plate 84, both with suitable fasteners on the upper nose plate 66 are set at the slot for the nozzle chamber 42A. A second is corresponding longitudinally extending groove is provided which receives the lower tongue 82, wherein this groove of a wing longitudinally extending spacer element 85 and a wing longitudinally extending plate 86 is formed, which with suitable fasteners on the lower Nose plate 67 are attached to the slot for the nozzle chamber 42k.

Im Vorderwandelement 8o der Düsenkammer 42k befindet sich eine Vielzahl von Düsen 29, die jeweils - vergl. Fig. 10 - in einer Vertiefung 80A in der vorderen bzw. Außenfläche des Vorderwandelements münden und ein gebohrtes Loch 87 aufweisen, das in die Vertiefung 8oA mündet, so daß die BLC-Luft im wesentlichen tangential zu einem Teil der Außenfläche 80B über die Vertiefung 80A ausgeblasen wird. Durch entsprechende Wahl der Anzahl, Verteilung in Flügellängsrichtung und Größe der Öffnungen 87 erreicht man, daß die aus diesen austretende Luft über den oberen Teil der Außenfläche 80B und damit über die angrenzende Außenfläche 69 der oberen Nasenfläche 66 strömt und die Grenzschicht beeinflussen kann Wie am besten in Fig. 8 und 9 ersichtlich, ist in dem Träger 60 eine Vielzahl von Löchern 60A vorgesehen, die flügellängs beabstandet sind und die Kammer, die die BLC-Luftabgabeanordnung enthält, lüften, um einen Überdruck in dieser Kammer zu vermeiden, wenn in der Luftausgabeanordnung ein Leck auftritt, und um weiterhin für die Fabrikation, Reparatur und Wartung Zugang zu diesen Anordnungen zu schaffen.A plurality is located in the front wall element 8o of the nozzle chamber 42k of nozzles 29, each - see Fig. 10 - in a recess 80A in the front or the outer surface of the front wall element open out and have a drilled hole 87, which opens into the depression 80A, so that the BLC air is essentially tangential is blown to a part of the outer surface 80B via the recess 80A. By appropriate choice of number, Distribution in the longitudinal direction of the wing and the size of the openings 87 is achieved so that the air exiting them is over the upper part of the outer surface 80B and thus over the adjacent outer surface 69 the upper nasal surface 66 and can affect the boundary layer as best 8 and 9, the carrier 60 has a plurality of holes 60A provided that are longitudinally spaced and the chamber containing the BLC air delivery assembly ventilate to prevent overpressure in this chamber when in the air delivery assembly a leak occurs and in order to continue to access for fabrication, repair and maintenance to create these arrangements.

Bevor die BLC-Luft in die Ausgabeanordnung eingespeist wird, hat diese die Umgebungstemperatur und ist daher nicht ausgedehnt, wie in den Zeichnungen gezeigt. Strömt BLC-Luft ein, dehnt jeder Verteiler 40i sich in Längsrichtung aus. Das das innenbords liegende Ende jedes Verteilers 40i in der Tragflächenkonstruktion über die feste Verbindung mit den beiden Nasen 50 und den Winkeln 64A, 64B festgelegt ist, erfolgt die Expansion an gegenüber der festen Lagerung nach außen versetzten Punkten, wobei das Außenbordende des Verteilers 40i sich in Längsrichtung nach außen bezüglich der Tragflächenstruktur und in unmittelbarer Nähe zu dieser bewegt. Die Längsausdehnung wird durch Kompression der Balgen 49 auf dem angrenzenden Außenbordverteiler 40i aufgenommen. In einem Prototyp der vorliegenden Erfindung hat jeder Verteiler eine Länge von etwa 1,83 m (6 ft.) und dehnt sich von der Umgebungstemperatur bis 4820C (9oo°F) in Längsrichtung um etwa 13 mm (1/2 in.) aus.Before the BLC air is fed into the output arrangement, it has is the ambient temperature and is therefore not expanded as shown in the drawings. When BLC air flows in, each manifold 40i expands in the longitudinal direction. The the inboard end of each manifold 40i in the wing structure fixed the fixed connection with the two lugs 50 and the angles 64A, 64B is, the expansion takes place in relation to the fixed storage to the outside Dots with the outboard end of manifold 40i extending longitudinally outward moved with respect to the wing structure and in close proximity to it. the Longitudinal expansion is achieved by compressing the bellows 49 on the adjacent outboard manifold 40i added. In a prototype of the present invention, each has a manifold a length of about 1.83 m (6 ft.) and expands from the ambient temperature until 4820C (900 ° F) lengthways about 13 mm (1/2 in.).

Während dieser Ausdehnung bewegen sich auch die Düsenkammern 42k7 die den Verteilern 40i jeweils zugeordnet sind, in Längsrichtung infolge der festen Verbindung über die Speisekanäle 52. Als Ergebnis gleiten die Zungen 81, 82 in den Vertiefungen in den Nasenplatten 66, 67, die vom Abstandshalter 83 und der Platte 84 bzw. vom Abstandshalter 85 und der Platte 86 gebildet werden. Bei dieser Bewegung schließt sich der Spalt, der normalerweise zwischen dem Ende der einem Verteiler 40i zugeordneten Düsenkammer 42k und den Düsenkammern 42k vorliegt, die den innen- und außenbords von diesem liegenden Verteiler 40i zugeordnet sind (bzw. wird um einen der Längsausdehnung jedes Verteilers 40i entsprechenden Betrag schmaler).During this expansion, the nozzle chambers 42k7 also move which are each assigned to the manifolds 40i, in the longitudinal direction due to the fixed Connection via the feed channels 52. As a result, the tongues 81, 82 slide into the Depressions in the nose plates 66, 67, those of the spacer 83 and the plate 84 or by the spacer 85 and the plate 86 are formed. With this movement closes the gap that normally exists between the end of a manifold 40i associated with the nozzle chamber 42k and the nozzle chambers 42k, the inner and are assigned to the outboard of this lying distributor 40i (or are assigned to an amount corresponding to the length of each manifold 40i is narrower).

Jede einzelne Düsenkammer 42k dehnt sich relativ zu dem ihr zugeordneten Verteiler 40i nur sehr wenig aus; diese Ausdehnung wird von den Balgen in den Speisekanälen 53 aufgefangen.Each individual nozzle chamber 42k expands relative to the one assigned to it Distributor 40i looks very little; this expansion is caused by the bellows in the feed ducts 53 intercepted.

Die Verschlußplattenkonstruktion 55 ist am besten in den Fig.The closure plate construction 55 is best shown in Figs.

11 und 12 zu ersehen. Sie weist eine obere Platte 9o und eine untere Platte 91 auf, die mit einem Ende jeweils an zugehörigen Teilen der Außenfläche 80B des Vorderwandelements 80 über und unter der Vertiefung 80A in dieser sowie am außenbords liegenden Ende jeder Düsenkammer 42k angeschweißt oder sonstwie befestigt sind. Die zweiten bzw. außenbords liegenden Enden der Platten 9o, 91 liegen über den angrenzenden Innenbordenden der angrenzenden Düsenkammer 42k Bei der Fabrikation werden die Platten 9o, 91 so aufgebracht, daß ihre Enden im wesentlichen bündig mit den angrenzenden Flächen der Nasenplatten 66, 67 verlaufen. Innerhalb der Kammer in der Tragfläche ist ein flexibler Verschluß 92 auf das außen- und das Innenbordende der angrenzenden Düsenkammern 42k aufgesetzt. Ein oberer L-förmiger metallener Verschlußhalter 93 und ein unterer L-förmiger metallener Verschlußhalter 94 verlaufen gleichermaßen über aneinandergrenzende Düsenkammern 42ks wobei der obere Verschlußhalter 93 und das obere Ende des Kamnerverschlusses 92 an der oberen Nasenplatte 66 mit den gleichen Befestigern festgelegt sind, die das Abstandselement 85 und die Platte 86 an ihr festlegen. Auf diese Weise wird die Luft strömung durch den Spalt zwischen aneinandergrenzenden Düsenkammern 42k auf den Spalt zwischen den Platten 9o, 91 begrenzt; auch dieser Spalt ist jedoch durch den darunterliegenden Verschluß 92 der Düsenkammer gesperrt.11 and 12 can be seen. It has an upper plate 9o and a lower one Plate 91, each with one end on associated parts of the outer surface 80B of the front wall member 80 above and below the recess 80A therein as well welded or otherwise attached to the outboard end of each nozzle chamber 42k are. The second or outboard ends of the plates 9o, 91 overlap the adjacent inboard ends of the adjacent nozzle chamber 42k during manufacture will the plates 9o, 91 applied so that their ends substantially run flush with the adjacent surfaces of the nose plates 66,67. Within the chamber in the wing is a flexible closure 92 on the outside and the Inboard end of the adjacent nozzle chambers 42k placed. An upper L-shaped one metal lock holder 93 and a lower L-shaped metal lock holder 94 run equally over adjoining nozzle chambers 42ks where the upper lock holder 93 and the upper end of the chamber lock 92 at the top Nose plate 66 are secured with the same fasteners as the spacer Set 85 and the plate 86 on her. This way the air will flow through the gap between adjacent nozzle chambers 42k to the gap between bounded by the plates 9o, 91; However, this gap is also through the one below Shutter 92 of the nozzle chamber locked.

Während der Ausdehnung der Luftausgabeanordnung ist der Spalt zwischen aneinandergernzenden Düsenkammern 42k in Fig. 11 im wesentlichen verschlossen, wobei die Platten 90, 91 nach rechts gleiten und der Spalt zwischen den Platten 9o, 91 der BLC-Luft erlaubt, aus der jeweils außenbords liegenden Düsenkammer 42k (rechts in Fig. 11) nahe den Platten 91, 9o zu strömen.During the expansion of the air dispensing assembly, the gap is between adjoining nozzle chambers 42k in FIG. 11 are essentially closed, with the plates 90, 91 slide to the right and the gap between the plates 9o, 91 the BLC air is allowed to flow out of the nozzle chamber 42k (right in Fig. 11) near the plates 91, 9o to flow.

Unter ungünstigen Bedingungen, wo eine wesentliche Anzahl der Öffnungen 87, die die Vielzahl von Düsen 29 bilden, von Eis zugesetzt sind, müßte das BLC-System ausfallen. Daher gewährleistet das System nach der vorliegenden Erfindung eine Enteisung der Düsen 29 durch Einsatz der in Fig. 13 gezeigten Venturikonstuktion 44. Ein Kanal 96 hat an seinem ersten oder innenbords liegenden Ende eine Umfangslippe 97, die mit einer Marmom-Schelle 97 mit dem entsprechenden Lippe 47 auf dem Außenbord-Ende des am weitesten außen liegenden Verteilers 40i verspannt ist. Der Kanal 96 weist an seinem Außenende einen Übergangsteil 96A auf, dessen Durchmesser sich zu einem im wesentlichen zylindrischen Kanal96B verjüngt, der in einem mit einer Öffnung versehenen Flansch 98 gleitend verschiebbar gelagert ist, der seinerseits an der äußersten Spitzenrippe 99 der Tragfläche befestigt ist. In der Rippe 99 ist eine öffnung vorgesehen, die mit der Öffnung 98 im Flansch und damit mit dem Inneren des Kanals 96B fluchtet.In adverse conditions where a significant number of openings 87, which form the plurality of nozzles 29, are clogged by ice, the BLC system would have to be fail. Therefore, the system of the present invention provides defrosting the Nozzles 29 by employing the venturi construction 44 shown in Fig. 13. One channel 96 has at its first or inboard end a circumferential lip 97 which with a Marmom clamp 97 with the corresponding lip 47 on the outboard end of the outermost distributor 40i is braced. The channel 96 has at its outer end a transition part 96A, the diameter of which becomes a tapered substantially cylindrical channel 96B that is in one with an opening provided flange 98 is slidably mounted, in turn on the outermost tip rib 99 of the wing is attached. There is one in the rib 99 Opening provided with the opening 98 in the flange and thus with the interior of channel 96B is aligned.

Im normalen Betrieb wirken der Übergangsteil 96A und der Kanal 96B als Venturidüse, so daß der Druckabfall über dieser die enge der durchströmenden BLC-Luft begrenzt. Kann jedoch BLC-Luft infolge der Vereisung durch eine wesentliche Anzahl der Düsenöffnungen nicht mehr austreten, strömt diese Luft durch den Kanal 96, den Übergangsteil 96A und den Kanal 96B an die Umgebung ab, so daß die Verteiler 40i und damit die midteinander verbundenen Düsenkammern 42k sich erwärmen und die blockierten Düsen 29 enteist werden.In normal operation, the transition portion 96A and the channel 96B act as a Venturi nozzle, so that the pressure drop over this the narrow of the flowing through BLC air limited. However, BLC air can occur as a result of the icing caused by an essential Number of nozzle openings no longer emerge, this air flows through the duct 96, the transition part 96A and the channel 96B to the environment, so that the manifolds 40i and thus the nozzle chambers 42k connected to one another heat up and the blocked nozzles 29 are defrosted.

In einer Prototypausführung der vorliegenden Erfindung ließ sich mit den im folgenden angegebenen Werkstoffen ein zufriedenstellender Betrieb des BLC-Systems innerhalb der oben erwähnten Druck- und Temperaturbereiche erzielen, während die lSerstellung und der Zusammenbau des Systems sehr einfach bleiben Element Speisekanal 39 Vwerteiler 40i, 41i Düseklammern 42k, 43k Lippen 46, 47 Balgen 49 Ansätze 50, 51 Speisekanäle 52 Speisekanäle 53 Bänder 54 Ansätze 54A Verschlußplatten 55 Hülse 56, 57 Bolzen und Muttern 58 Träger 60 Rippen 61 Rippen 62, 63 tilnizel 64, 64A, 65, 65A Platten 66, 67 Bänder 68 Abstandshalter 83, 85 Platten 84, 86 Platten 9o, 91 Dichtungen 92 Dichtungshalter 93,94 Kanal 96 Lippe 97 Flansch 98 Werkstoff Stahl 321 oder 347 CRES dto.In a prototype embodiment of the present invention, with the following materials ensure satisfactory operation of the BLC system achieve within the pressure and temperature ranges mentioned above, while the l The creation and assembly of the system remains very simple element Feed duct 39, valve divider 40i, 41i, nozzle clamps 42k, 43k lips 46, 47 bellows 49 Lugs 50, 51 feed channels 52 feed channels 53 straps 54 lugs 54A closure plates 55 sleeve 56, 57 bolts and nuts 58 beams 60 ribs 61 ribs 62, 63 tilnizel 64, 64A, 65, 65A plates 66, 67 tapes 68 spacers 83, 85 plates 84, 86 plates 9o, 91 seals 92 seal holder 93,94 channel 96 lip 97 flange 98 material Steel 321 or 347 CRES dto.

dto.dto.

Inconel-Stahl Stahl 321 oder 347 CRES dito dito Inconel-S tahl Stahl 321 oder 347 CRES dito dito passivierter Stahl 17-4 PH Stahl A 286 Aluminium 2024 Aluminium 7075 Aluminium 2024 dito Glasfaser-Wabenkern Aluminium 2024 Titan dito Stahl 321 oder 347 CRES glasfaserverst. Silicongummi Aluminium 2024 Stahl 321 oder 347 CRES Inconel-Stahl Stahl 321 oder 347 CRES Rippe 99 (Flügelspitze) Aluminium 2024 Die Erfindung ist an einer bevorzugten Ausführungsform beschrieben worden; der eigentliche Umfang der Erfindung ergibt sich jedoch ausschließlich aus den Ansprüchen. Bspw. wird der im Einzelfall anzuwendende Wert der Größe (i) der Verteiler 40i, 41. nach der Leichtigkeit der Herstellung der Verteiler 40i, 41. und der Expansion gewählt, die sich mit den Balgen 49auffangen läßt. Theoretisch kann auch ein einziger Verteiler verwendet werden; wie aber in den Beispielen erörtert, erfährt dieser Verteiler dann an seinem äußersten Ende eine Ausdehnung von etwa loo mm (4 In.). Desgl. sind jedem Verteiler 40i, 41. jeweils zwei Düsenkammern 42kX 43k zugeordnet, um die Herstellung dieser Kammern in gradlinigen Profilstücken zu erlauben, mit denen sich bei der Fabrikation die Krümmung der Vorderkante der Tragfläche 23, 25 annähern läßt.Inconel steel 321 or 347 CRES steel ditto ditto Inconel steel steel 321 or 347 CRES ditto ditto passivated steel 17-4 PH steel A 286 aluminum 2024 Aluminum 7075 Aluminum 2024 ditto Glass fiber honeycomb core Aluminum 2024 Titan ditto Steel 321 or 347 CRES glass fiber reinforced. Silicone rubber aluminum 2024 steel 321 or 347 CRES Inconel steel 321 or 347 CRES steel Rib 99 (wing tip) Aluminum 2024 The invention is described using a preferred embodiment been; however, the true scope of the invention emerges solely from the demands. For example, the value of variable (i) to be applied in the individual case is Manifolds 40i, 41. in terms of the ease of manufacture of the manifolds 40i, 41. and the expansion that can be absorbed by the bellows 49. Theoretically a single distributor can also be used; but as discussed in the examples, this distributor then experiences an expansion of approximately at its outermost end loo mm (4 in.). The same are each distributor 40i, 41. two nozzle chambers 42kX 43k assigned to the production of these chambers in straight profile pieces allow the curvature of the leading edge of the wing during manufacture 23, 25 can approximate.

L e e r s e i t eL e r s e i t e

Claims

"System for influencing the boundary layer on aircraft" claims 1. Improved system for influencing the boundary layer on aircraft by blowing of air, the temperature and pressure of which are considerably higher than the pressure and the Temperature of the circulating air and that comes from a controllable air source into one Boundary layer area on the surface of an aircraft wing from a large number of points extending longitudinally over at least part of the surface of an aircraft element are distributed in front of the wing, characterized by (a) a device which forms a slot in the front surface, the wing longitudinally along the front Surface substantially the same as that of that part of the front surface runs from which controlled air is to be blown in, (b) a multitude of longitudinal manifolds, the air from the controllable source points along the front surface and both inboard and outboard are open.

(c) a facility that sequentially connects the plurality of manifolds in an arrangement running longitudinally in the wing Aircraft element stores, said device comprising a plurality of first storage devices each having a of the plurality of manifolds on the aircraft element near an associated inboard end the one distributor in a fixed position, and a plurality of second Auflayer each having one of the plurality of manifolds on the aircraft element in the vicinity of an associated outboard end of the one manifold so that each of the distributors in the longitudinal direction and thus in the longitudinal direction of the wing along of the aircraft element, (d) a first device, the inboard end the furthest inboard from the multitude of distributors with the controllable one Air source connects (e) a plurality of second devices, the inboard ends each of the manifolds successive in the outboard direction with the inboard end of the inboard adjoining distributor and in each case with the longitudinal expansion the manifold can contract, (f) a plurality of longitudinal Nozzle chambers, wherein each of the plurality of manifolds has at least one nozzle chamber is assigned and each nozzle chamber has a closed inboard end and a closed one Outboard end as well as a front wall element that is designed to fit into the slot and has a plurality of holes distributed over its length, which are so arranged are that air can be blown out into the boundary layer area through them, and also has an upper and a lower tongue, both lengthways from the inside extending to the outboard end, (g) a plurality of third devices connecting each nozzle chamber connects to an associated one of the multitude of distributors and connects them to this supported, the nozzle chambers within the aircraft element are located and are arranged successively in this wing length, with further each third device has a first and a second feed channel which each arranged near the inboard and outer veins of the nozzle chambers and are able to have a longitudinal relative movement between the nozzle chamber and the corresponding from the plurality of distributors, and wherein each of the third facilities further comprises a third feed channel between the first and the second Feed channel is, and by (n) a device within the aircraft element, which forms the upper and lower longitudinal grooves, which over or

run beneath the slot and the upper and lower tongues of the plurality of nozzle chambers so that the nozzle chambers are relative in the longitudinal direction can move to the aircraft and the front wall element of each nozzle chamber substantially is held flush with the front surface.

2. Boundary layer influencing system according to claim 1, characterized in that that the second device each contains a bellows.

3. Boundary layer influencing system according to claim 1 or 2, by characterized in that the first and the second feed channel each contain a bellows.

4. boundary layer influencing system according to claim 1, 2 or 3, characterized characterized in that the first storage facilities each have at least one on the distributor attached and from this 11 in the transverse direction protruding approach, which has a predetermined dimension in a substantially parallel to the longitudinal dimension of the distributor has a direction attached to the aircraft element Bearing bracket with a first and a second leg, approximately corresponding to each other the predetermined dimension are spaced and accommodate the approach between them can, and has a device with which the approach to the first and second Leg of the bearing bracket is set.

5. Boundary layer influencing system according to one of the preceding claims, characterized in that each of the second Laaereinrichtungen at least one attached to the manifold and in the transverse direction of this protruding approach with a predetermined Dimension in a substantially parallel to the longitudinal dimension of the distributor Direction and one substantially parallel to this longitudinal dimension through the Approach having extending through opening which contains a bearing surface, the is considerably shorter than the opening itself, that a bearing bracket on the aircraft element continues is attached and has a first and a second leg, the distance between them is larger than the predetermined dimension, and that a sleeve between the first and the second leg substantially parallel to the longitudinal dimension of the aircraft element extends and protrudes through the opening in the approach, so that the bearing surface in this rests against the sleeve and the approach and the bearing bracket relative to each other can move.

6. Boundary layer influencing system according to one of the preceding claims, characterized in that the means forming the upper and lower grooves forms, an upper and a lower spacer, each wing longitudinally run along the front surface in the aircraft element above or below the slot, as well as an upper and a lower plate, which also have wings along the length the front surface in the aircraft element above or

run under the slot, with the top and bottom panels attached to the aircraft element through the upper and lower cable brackets are so that between the upper and lower plates and the aircraft element forms the groove.

7. Boundary layer influencing system according to one of the preceding claims, further characterized by a venturi arrangement to extract air from the plurality of Deflate manifolds when there is significant air flow through the multitude of Nozzle chambers is limited as a result of blocked openings in these, this venturi device has a channel with an open inboard and open outboard end, which leads from the inboard tapering towards the outboard end, the inboard end of the channel with the outboard end of the outermost of the manifold is connected, and means an opening in the Forms aircraft element and the outboard end of the channel in the aircraft element in the Near the opening so that the outboard end of the channel aligns with the opening Flow connection is

8. Boundary layer influencing system according to one of the preceding - Claims, characterized in that each distributor with two Nozzle chambers is connected and carries it.

9. Boundary layer influencing system according to one of the preceding claims, further characterized by a multitude of belts that control the transverse movement of each Limit the nozzle chamber relative to a corresponding one of the manifolds, with their first and second ends attached to the respective nozzle chamber and around the manifold run around.

lo. Boundary layer influencing system according to one of the preceding claims, characterized in that the outboard end of each nozzle chamber is in the composite Condition at the inboard end of an adjacent nozzle chamber, but spaced from it is, and that a plurality of closure means are provided, which essentially block an air flow through the gap between adjacent nozzle chambers, each of the locking means having an upper and a lower plate attached to the faceplate member at the outboard end of each nozzle chamber and above and below the openings therein are attached and over the front wall element of the outboard adjacent nozzle chamber extend and are designed to allow air flow from the plurality of openings in the adjacent outboard nozzle chamber during a longitudinal movement of the one nozzle chamber can take place with respect to the outboard adjoining nozzle chamber, and a flexible Has device within the chamber, the longitudinal dimension of which is sufficient to Outboard and the inboard ends of the adjacent nozzle chambers and the gap between to cover this, the flexible device on the aircraft element close to the Outboard