DE3009340A1

DE3009340A1 - Zweidimensionaler, einseitiger schraegstossdiffusor als lufteinlauf fuer ein gasturbinenstrahltriebwerk zum antrieb von hochleistungsflugzeugen

Info

Publication number: DE3009340A1
Application number: DE19803009340
Authority: DE
Inventors: Kurt 8012 Riemerling Lotter; Jakob 8011 Putzbrunn Malefakis; Carsten 8206 Götting Schulze
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1980-03-12
Filing date: 1980-03-12
Publication date: 1983-09-15
Also published as: GB2106595B; US4418708A; FR2518649B1; GB2106595A; FR2518649A1

Description

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 10. März 1980

Gesellschaft mit BTOl-Hn/er beschränkter Haftung

München 8701

Zweidimensionaler, einseitiger Schrägstoßdiffusor als Lufteinlauf für ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen

Die Erfindung bezieht sich auf einen zweidimensionalen, einseitigen Schrägstoßdiffusor als Lufteinlauf für ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit oberen starren Rampen, deren Vorderkante gegenüber dem vorderen Ende des Einlaufbodens vorgezogen ist.

Der Lufteinlauf eines Flugzeuges hat die Aufgabe, einen möglichst großen Teil der kinetischen Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie umzuwandeln. Besonders bei höheren Plugmachzahlen kann dieser Energierückgewinn beachtlich sein. Um diesen zu optimieren, muß die aufgefangene und verdichtete Luft verlustarm und in homogenem Zustand dem Triebwerk, je nach dessen augenblicklicher Leistung in richtig dosierter Menge, zugeführt werden. Strömungsverluste ergeben sich hauptsächlich aus Luftreibung, Verdichtungsstoßen und Überlaufwiderstanden. Ein großes Augenmerk ist dabei auch auf die Widerstände der Außenströmung zu richten, die möglichst niedrig bleiben müssen. Luftinhomogenitäten resultieren in erster Linie aus DruckungleichfÖrmigkeiten innerhalb der Strömung. Gelingt es, die aufgezeigten Schwierigkeiten zum größten Teil zu vermeiden, so erzeugt das aus Lufteinlauf und Gasturbinentriebwerk bestehende Antriebssystem in allen Leistungsbereichen Schub mit gutem Wirkungsgrad. Es ist dann in hohem Maße sichergestellt, daß Lufteinlauf und Triebwerk aerodynamisch stabil zusammenarbeiten.

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OUUOOHU

Beim Start und sehr niedriger Fluggeschwindigkeit wird dem Triebwerk die Luft wegen des niedrigen Drucks am Einlaufende mit großem Volumen zugeführt, was besagt, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt des Lufteinlaufs möglichst groß bemessen sein muß. Demgegenüber ist bei hohem Überschallflug das Luftvolumen am Einlaufende aufgrund des erzeugten großen Drucks extrem niedrig, was bedeutet, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt möglichst klein bemessen sein muß, um im Eintrittsbereich des Lufteinlaufs die gewünschte Lage der Verdichtungsstöße einzuhalten. Außerdem wird heute von Hochleistungskampf flug zeug en mit Überschallflugfähigkeit speziell im Unterschallbereich Luftkampftauglichkeit verlangt. Hierbei muß mit hohen Plugzeuganstellwinkeln operiert werden. Es muß.daher beim Start und im Unterschallflug mit großen Anstellwinkeln und maximalem Triebwerksluftdurchsatz die Luftfangfläche möglichst groß sein; dagegen muß diese für minimalen Luftdurchsatz im Überschallbereich, z.B» bei relativ hohen Lufttemperaturen und Teillastbetrieb sowie hohen Machzahlen klein sein. Diese divergierenden Forderungen können von einem Lufteinlauf mit fester Fangfläche nicht erfüllt werden, da dieser bei extremen Flugzeuganstellwinkeln im Unterschallflug infolge Abriß der Einlaufströmung an einer starren Einlauflippe zu Verdichterpumpen Anlaß gibt und bei niedrigem Triebwerksluftbedarf im Überschallbetrieb durch Verdichtungsstoßoszillation Einlaufbrummen hervorruft, was zu Instabilitäten des Antriebssystems führt. Da also ein fester Lufteinlauf bei großen Anstellwinkeln nur einen eng begrenzten stabilen Arbeitsbereich aufweist, sieht man für Hochleistungstriebwerke einen verstellbaren Lufteinlauf vor, der in Abhängigkeit von verschiedenen Flugparametern gesteuert oder geregelt wird.

Aus den beiden deutschen Patentschriften 1 066 428 und 1 066 429 gehen zweidimensionale Überschallufteinläufe hervor, deren vordere Abschnitte über und unter dem

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zentralen Stoßkeil als schwenkbare Luftfanglippen ausgebildet sind. Es handelt sich hierbei um doppelseitige Schragstoßdxffusoren, auf die sich die ErfincUang nicht bezieht, denn sie weisen bei bestimmten Plugbedingungen Mängel auf, die durch die Erfindung beseitigt werden sollen. So ist der doppelseitige Schragstoßdiffusor baulich nicht nur wesentlich aufwendiger und erfordert zellenseitig größeren Einbauraum sondern er bringt im relativ engen Kurvenflug beim Auftreten großer Flugzeuganstellwinkel eine über den Lufteinlaufquerschnitt betrachtet ungleiche Verteilung der einströmenden Luft mit sich, was zu unregelmäßigem Betrieb des Verdichters führen kann und Leistungsabfall des Triebwerks in besonders kritischen Situationen nach sich zieht.

Es wurde bereits darauf hingewiesen, daß ein fester Lufteinlauf einen verhältnismäßig nur eng begrenzten stabilen Arbeitsbereich aufweist. Deshalb sieht man für Hochleistungsflug zeuge einen verstellbaren Lufteinlauf vor. Einen solchen zeigt z.B. die britische Patentschrift 932 751. Hierbei wird durch Verstellen einer oberen beweglichen Rampe und einer vorn am Lufteinlaufboden angelenkten Luftfanglippe die Einlaufgeometrie variiert. Dabei wird dieser variable Lufteinlauf so geregelt, daß im Unterschallbetrieb der Einlaufquerschnitt durch Hochziehen der oberen Rampe und leichtes Herunterschwenken der Luftfanglippe möglichst groß ist und im Überschallbereich der Lufteinlaufquerschnitt durch Absenken der oberen Rampe und Hochziehen der Luftfanglippe möglichst klein ist. Eine Lehre, den bekannten Lufteinlauf so zu stellen, daß auch sehr hohe Flugzeuganstellwinkel beherrscht werden und dabei noch gute Lufteinlaufbedingungen gegeben sind, wird durch diese Patentschrift nicht vermittelt. Hinzu kommt, daß Überschallufteinläufe mit doppelseitiger Verstellung, d.h. mit verstellbaren oberen Rampen und beweglichen Luftfanglippen

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baulich aufwendig und teuer sind sowie besonders komplizierte Steuer- bzw. Regelungsgeräte und Betätigungseinrichtungen erfordern.

Hier setzt die Erfindung ein, deren Aufgabe darin besteht, einen verstellbaren Lufteinlauf einfachster Bauart zu schaffen und diesen gegenüber dem bekannten Stand der Technik so auszubilden und in seiner Punktion so zu modifizieren, daß über den gesamten Unter schall- und "überschallflugbereich auch bei extremen Flugzuständen, insbesondere auch noch bei sehr großen Flugzeuganstellwinkeln und während des Starts günstige Betriebsbedingungen für den Lufteinlauf gewährleistet sind.

Gelöst wird diese Aufgabe bei einem Überschallufteinlauf

eingangs

der/genannten Art gemäß der Erfindung durch eine vorn am Lufteinlaufboden beweglich angeordnete Luftfanglippe mit einem großen Schwenkausschlag nach unten, deren Stellwinkel über den gesamten Schwenkbereich, der durch einen oberen Stellpunkt (o) mit dem Stellwinkel (&-r- = °°) und mit einem unteren Stellpunkt (u) mit dem maximalen Stellwinkel

(£_T ) begrenzt ist, in Abhängigkeit vom jeweiligen i-j—max

Flugzeuganstellwinkel (QO und der jeweiligen Flugmachzahl (M) nach der Funktionsgleichung £>_L = f (OC₁ ~ ) bestimmt werden. Dieses Stellgesetz für die untere Luftfanglippe besagt, daß mit steigendem FlugzeuganstellwinkelOd der Stellwinkel<£_L zunimmt, d.h., daß die Luftfanglippe dabei weiter heruntergeschwenkt wird, während mit steigender Flugmachzahl M die Luftfanglippe nach oben geschwenkt wird und dabei den Lufteinlaufquerschnitt verkleinert. Steuerungs- und regelungstechnisch sieht das so aus, daß die beiden Werte Flugzeuganstellwinkel OC und Flugmachzahl M in das Steuer- bzw. Regelgerät eingegeben und dort im vorgeschlagenen Sinn verwertet bzw. rechnerisch koordiniert werden, wobei der resultierende Stellwinkel ermittelt wird.

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Z. B. wird bei auftretenden großen Plugzeuganstellwinkeln, insbesondere bei relativ scharf geflogenen Kurven während eines Luftkampfes im Unterschallbereich die Luftfanglippe stark nach unten gestellt, wodurch Strömungsabrisse und damit Verdichterpumpen vermieden werden. Ferner ist es möglich, im hohen Überschallbetrieb durch Anpassung des Lufteinlaufquerschnitts bzw. entsprechende Verstellung der Einlaufgeometrie die vom Triebwerk verlangten Luftdurchsätze stets in einem Punkt etwas über dem kritischen Betriebspunkt zu liefern, also leicht unterkritisch, d.h. jeweils in einem Punkt mit minimalem Widerstand zu arbeiten, wodurch tatsächlich stets der maximale Druckrückgewinn bzw. Luftdurchsatz erlangt wird. Dies geschieht, um den Lufteinlaufquerschnitt zu verengen, durch Hochziehen der Luftfanglippe über eine angenommene Normalstellung hinaus, die der Lage einer starren Luftfanglippe gleichzusetzen wäre. Dadurch wird insbesondere das Einlaufbrummen vermieden.

Steigende Flugzeuganstellwinkel erfordern also eine Zunahme des Verstellwinkels für die Luftfanglippe, die dabei nach unten geschwenkt wird, wobei der Stellwinkelwert für den jeweiligen Flugzeuganstellwinkel durch den jeweiligen Flugmachwert entsprechend korrigiert wird, d.h. verkleinert wird.

In Ausgestaltung der Erfindung wird für extreme Flugzeuganstellwinkel ein maximaler Stellwinkel für die Luftfang-lippe zwischen 40 und 50 vorgeschlagen.

Die Erfindung zeichnet sich gegenüber dem bekannten Stand der Technik dadurch aus, daß die Beherrschung extrem großer Flugzeuganstellwinkel im Unterschallbereich und noch sehr niedriger Luftdurchsätze im Überschallbereich bei guten Wirkungsgraden durch eine einzige, baulich relativ einfache Verstelleinrichtung möglich ist. Dieser günstige Umstand

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wird bei großen Plugzeuganstellwinkeln dadurch erreicht, daß der hierbei unter einem relativ großen Winkel schräg zur Flugzeuglängsachse den Lufteinlauf anströmenden Luft eine den Durchsatzkoeffizienten stets optimierende Einlaufkonfiguration angeboten werden kann.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt, und zwar zeigen die Figuren 1 bis 3 einen einseitigen, zweidimensionalen Schrägstoßdiffusor in drei verschiedenen Betriebsstellungen und Figur 4 zeigt ein Kennfeld für das Verstellen der Luftfanglippe über den gesamten Flüggeschwindigkeitsbereich·

Wie aus Figur 1 hervorgeht, ist bei einem einseitigen, zweidimensionalen Schrägstoßdiffusor mit einem oberen vorgezogenen Stoßkeil 1 und starrer oberer Lufteinlauframpe 2 vorn am Lufteinlaufboden 3 eine Luftfanglippe 4 angelenkt. Werden große Flugzeuganstellwinkel Ot geflogen, wobei die Einlaufströmung E schräg zur Flugzeuglängsachse L gerichtet ist, so wird die Luftfanglippe 4 tief nach unten geschwenkt (Stellpunkt u), bis zu einem maximalen Ste11winkel&τ_ von etwa 30 bis 50 bezüglich einer angenommenen Norrnalstellung b.

Die Normalstellung b der Luftfanglippe 4 zeigt die Figur Der Stellbereich der Luftfanglippe 4 zwischen den Stellpunkten u und b gibt den subsonischen und transsonischen Geschwindigkeitsbereich an.

Im supersonischen Geschwindigkeitsbereich wird die Luftfanglippe 4 mit steigender Überschallgeschwindigkeit vom Stellpunkt b zu einem oberen Stellpunkt ο hin bewegt, wie in Fig. 3 veranschaulicht.

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Wie aus dem Diagramm gemäß Fig. 4 hervorgeht, ist das dort gezeigte Kennfeld für den gesamten Verstellbereich (Verstellwinkel ό_) der Luftfanglippe 4 zwischen dem unteren Stellpunkt u und dem oberen Stellpunkt ο dadurch charakterisiert, daß auf der Ordinate die Plugzeuganstellwinkel Oi- und auf der Abszisse die Stellwinkel (i"_T

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für die Luftfanglippe 4 aufgetragen sind, während im Kennfeld selbst eine Anzahl von Plugmachzahllinien M., M₂, M₃, M., ·.. verlaufen, wobei M. <M₃ <KU <M. ... ist. Eine obere aerodynamische Grenze Gl darf nach oben nicht überschritten werden, um im subsonischen und transsonischen Pluggeschwindigkeitsbereich durch Strömungsabriß am bzw. im Lufteinlauf nicht Triebwerkspumpen und im supersonischen Pluggeschwindigkeitsbereich durch Verdichtungsoszillation nicht Einlaufbrummen hervorzurufen. Man sieht aus diesem Diagramm, daß durch maximales Herunterziehen der Luftfanglippe 4 trotz extrem hoher Plugzeuganstellwinkel Oc noch brauchbare Lufteinlaufverhältnisse für das Triebwerk erreicht werden. Das gleiche gilt für relativ hohe Machzahlen (M-) im supersonischen Bereich, wo natürlich nur noch mit relativ kleinen Anstellwinkeln tf_T gearbeitet werden kann.

Dagegen zeigt die untere Phantomkurve G2, daß bei den angegebenen Geschwindigkeiten M., M_?, M₃, M-, ... ohne Verstellung der Luftfanglippe, also bei angenommener starrer Luftfanglippe, nur relativ kleine Flugzeuganstellwinkel oc zulässig wären, ansonsten Triebwerkspumpen und Einlaufbrummen aufträten.

Die Linien ML, M₃, M₃, M₄ ... stellen daher Sollkurven dar, die für relativ hohe, insbesondere maximale Luftdurchsätze des Triebwerks in Abhängigkeit vom jeweiligen Flugzeuganstellwinkel ocdie jeweiligen Verstellwinkel */% markieren, die von einer Steuerungs- oder Regelungsanlage r-ngesteuert werden. Das Funktionsgesetz cf_T = f (Oc~) besagt, daß mit

J-J ei

steigendem Plugzeuganstellwinkel Ot der Stellwinkel rf..

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zunimmt, d.h., die Luftfanglippe 4 wird dabei weiter nach unten gezogen, während mit steigender Plugmachzahl M der Stellwinkel <f_T abnimmt und umgekehrt. In der Funktions-

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gleichung cf -f. ( oc, rr) können die beiden Hauptparameter cc und M Paktoren aufweisen, welche die proportionalen und umgekehrt proportionalen Abhängigkeiten zwischen den einzelnen Werten geradlinig oder progressiv oder degressiv mathematisch modifizieren.

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ΛΛ

Leerseite

Claims

ρ · 4 ^ 9* φ fr · * » <t ν ψ· m m rt M «t · · Messerschmit'i-Bolkow-Biohm ** ** Ottobrunn, 10. März 1980 Gesellschaft mit BTOl-Hn/er beschränkter Haftung München 8701 Zweidimensionaler, einseitiger Schrägstoßdiffusor als Lufteinlauf für ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen Patentansprüche

1. Zweidimensionaler, einseitiger Schrägstoßdiffusor als Lufteinlauf für ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit oberen starren Rampen, deren Vorderkante gegenüber dem vorderen Ende des Einlaufbodens vorgezogen ist, gekennzeichnet durch eine vorn am Lufteinlaufboden (3) beweglich angeordnete Luftfanglippe (4) mit einem großen Schwenkausschlag nach unten, deren Stellwinkel ( S j) über den gesamten Schwenkbereich, der durch einen oberen Stellpunkt (o) mit dem Stellwinkel (6_T = O ) und einem unteren

JbO

Stellpunkt (u) mit dem maximalen Stellwinkel (<£t ) begrenzt ist, in Abhängigkeit vom jeweiligen Plugzeuganstellwinkel (oc) und der jeweiligen Plugmachzahl (M_-1, M₀₁ Μ-, M- ...) nach der Punktionsgleichung o _L = f (Od, ~) bestimmt werden.

2β Sehragstoßdiffusor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß der maximale Stellwinkel (^L-max) ^der Luftfanglippe (4) 30 bis 50° in bezug auf eine angenommene Normalstellung (b) der Luftfanglippe (4) beträgt.

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