DE3345154A1 - Tragfluegel fuer luftfahrzeuge - Google Patents
Tragfluegel fuer luftfahrzeugeInfo
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
- B64C21/04—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for blowing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
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Description
Patentabteilung
944«
Tragflügel· für Luft, fahr /cup;
Die Erfindung.bezieht sich auf einen Tragflügel für
Luftfahrzeuge, der /\w erhöhung der re.su I ti er enden
Vortriebs- bzw. Auftriebskraft den Schub.strah 1 mit
der flugeLnahen Strömung mischt.
' Durch die DE-OS 30 33 JOl ist ein solcher Tragflügel
bekanntgeworden. Hier· wird die Vermischung des Schubstrahls mit der reibungsfreien Strömung oberhalb ei-•
nes Flügels außerhalb der Grenzschicht offenbart.
Mit dieser Konzeption konnte eine Maßnahme zur Verrin-
T5 gerung des luftwiderstandes geschaffen werden, die
eine Einsparung des Kraftstoffverbrauches erbrachte.
Der vor]legenden Erfindung Iiegt die Aufgabe zugrunde,
den Kraftstoffverbrauch noch weiter zu verbessern,
wobei von der1 aerodynamischen Erkenntnis ausgegangen
wird, daß jede Störung der Impu1sverLustdicke
der Flügelgrenzschichb verstärkt wird, wenn diese
Störung in einem Gebiet hohen Unterdruckes auftritt, denn beispielsweise hat es sich erwiesen, daß die
Widerstandswirkung von Nietköpfen,.Blechstößen usw.
auf der Flügelsaugseite wesentlich stärker als auf
der Flügeiunterseite sind.
Die gestellte Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 vorgeschlagenen Maßnahmen gelöst. Weitere vorteilhafte
Ausgestaltungen gehen aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels hervor. Zur näheren Erläuterung und Veranschaulichung
dienen die Figuren der1 Zeichnung. Ks /.eigen
334515t
Patentabteilung
Fig. 1 eine schematisehe Draufsicht auf das beschriebene
AusführungsbeispieI,
Fig. 2a einen Querschnitt eines F1üge1 profi 1s,
5
Fig. 2b eine Ansicht eines Ausführungsbeispiels mit hochgestellten Schlitzdüsen,
Fig. 2c einen Querschnitt eines alternativen AusführungsbeispLeies
mit Strah Iausblasung,
Fig. 3ci ein Diagramm der betrachteten Geschwindigke
i tsverte i I ungsi'oim ,
Fig. 3b ein Diagramm des Verlaufs der Impulsverlustdicke
ohne und mil. S(,rah 1 ausb I a.sun·»·,
Fig. 4 ein Diagramm.der Schubverstärkung bei schwach
gestörter Gren/.seh i cht, .
. ' .
Fig. 5 ein Diagramm bezüglich des Einflusses des
reibungsbedingten StrahlimpuJ sverJ'ustes auf
die Schubverstärkung,
Fig. 6 ein Diagramm für die Schubverstärkung bei
ausgeglichener X-Kraft,
Fig. 7 ein Diagramm über die relative Widerstandsvenι
ingerung in Abhängigkeit von der Blas-
· 1 ü f I. nie [.ige .
Die nachfolgend beschriebene und in der I' i g. I sc:heiriatisch
■ gczc iclmete F 1 iig<^ 1 konstrükt i on betri fft die
BAD ORIGINAL
MBB
Patentabteilung
Kombination eines Tragflügels JO mit zwei Niederdruckgebläsen
11, deren Abluft über eine Reihe von Schlitzdüsen 19 auf der I1üge1saugscite 10a im Bereich des
größten Untordruckes direkt in die Grenzschicht gebla-'
' sen- wird. Eine aerodynamische Analyse hat ergeben,
daß für eine repräsentative Saugseitengeschwindigkeitsverteilung
eine Schuberhöhung bzw. Widerstandsverringerung von ca. 20 % des F lüge 1 wi derstandc;s zu
realisieren ist und eine weitere Kt-aftstoffersparnis
von rund 5 % erbringt. Außerdem besitzt die vorge-•
schlagene Ausführung den weiteren Vorteil, daß der
Druck auf der Saugseite des Flügels weiter abgesenkt werden kann, ohne daß es zu einer Ablösung der Grenzschi
cht . kommt . Dies führt dazu, daß der Flügel, bei vorgegebetier Reiset" I ug-Machzahl dicker ausgeführt
werden kann. Nachstehend wird der Grenzfall eines w.andnahen Strahls verschwindend k'l einer lirgi ebigke L t.
analysiert, anschließend wird der· lall einer endlichen
Strahlstärke behandelt und die Wirksamtkeit saug· seit i.ger Strahl ausbre i I.ung abgeschätzt.
Nachstehend sei eine Aufstellung der verwendeten Bezeichnung gegeben. Es bedeuten
Fp r = 'η {!(ψ P °° ") Ref erenzschubbe iwert
W0 Profilwiderstandsbeiwert der Flügelsaugseite
Wn Verringerung des· Prof i Iwiderstandsbe !wertes
durch Strahlausblasung
■f Strahl impu I sver I ustverhä 1 tni s (s. Gl.
())
35
35
χα,
Patentabteilung
^c
Referenzschub
h „ο ιη I pvool Verdiehterauffangquerschnitt
je 1-, i nhe i.tsspannwe i te 5
Ah mcl\piS) äquivalente Strahlhöhe
L) O, /O9 I1 or mparamutor
I c
L Profi!tiefe
/<- Strahiergiebigkeit jr Einheitsspannweite
"p Strahlgesamtdruck
"p C.esamtdriick der Anströmung
P Geb läseantriebsleistung
Rg Reynoldszahl
"Re r ■ : ^e ' ^/ i
62 . £
V Strömungsgeschwindigkeit am äußeren Ran
de der Grenzschicht
V · I-I uggesc?hw i nd i gke i t
V Strahlaustr· i Lt sgesohwi nd i gkeit
V Strahlaustr· i Lt sgesohwi nd i gkeit
Sti'ah 1 givscliw i nd i gko i (. des Rci'ei en/.Lr i ebw-erks
BAD ORIGINAL
35
Patentabteilung ~> I 3 O 4 O J O *(
MBB
1. / V in der SLi ah 1 ausLr i tt sebexie
Δ V/D Verringerung des Profilwiderstandes durch
StrahLausbIasung
. .
. .
λ . Abstand von der l'rof i I vordei kanl.e, gemessen
parallel zur i'i of i. i sehne
X χ entsprechend der Strahlaustrittsebene
10
Pj Verdrängungsdicke der Grenzschicht ζ) Impul sver 1 u.stdicke der Grenzschicht
ο Oo unmittelbar vor dem Strahlaustritts-
^ querschnitt . .
Op Änderung von Qo durch den Strahl
S ^
Λ CX "C
[A ö„ Effektive Störung von O„ durch den Strahl
»· . ι ι impulsver Lustdicke des StrahLs im Aus- ·
trittsquei'schnitt
"^Lr Froude-Wirkujigsgrad (s. Gi'. 10)
y Gebläsewxrkungsgrad
Luftdichte
30
30
TT Wandschubspannung
BAD
MBB
Patentabteilung.
1448 3345151t
1 Index
bezieht sicli auf
die Profilhinterkante
die Kn i ek.sl.e 1 1 e der Ges<
luv i nd i gke i tsver te i J Uli";
10 15
Wie erwähnt, wird eingangs das I· I ügc I prof i !mit
schwach gestörter turbulenter Grenzschicht behandelt.
Bekannt ermaßen kann bei i nkompr css i H I er·, η i chtabgelöster
Strömung die Iitipu I sver 1 ustd i eke der turbulenten
Grenzschicht wie folgt berechnet werden:
0,036S
3°.2
V(X)
0,8
(D
Hierbei beziehen sich X f Q und V^ auf einen beliebigen
im Bereich der turbulenten Grenzschicht Liegenden Konturpunkt.
Der Faktor [V^, /VfX)] ' in Gl. 1 zeigt, daß. ein im
Gebiet hohen Unterdruckes erzeugter Beitrag zur Impulsverlustdicke
sich in dem Maße veistärkt, wie
VvX) ' stromabwärts des Unterdruckgebietes, zunimmt.
Der Widerst.and einer Pt ο I' i 1 se i iv , de ι dutch
• c _ 6r
BAD ORlGäSsSAL
MBB
XH1
Patentabteilung
0448· 33451
gegeben ist, berechnet sich aus Gl. 1 und GJ. 2 zu
• (3)
C^?· τϊ-Ο,ζ Iv,
Q1S
In der Grenzschichtrechriung ist es üblich, den Faktor
(Vco/ -ν μ) ' gleich 1,0 zu setzen.
Wird-nun die Impulsverlustdicke O^ durch Ausblasung
eines schwachen wandnahen Strahls um den Beitrag ~Δ Op abgesenkt, so verringert sich der Widerstandsbeiwert
d i eser ■ Prof i Isci ite .
-2 M-I
Δδ*7 δ*
25
(4)
30
Wie man sieht, wird die größte Widerstatidsverr irigerung
dann erzielt, wenn der Strahl am rüclcwärtigeri
Ende des Gebietes größten Unterdrucks ausgeblasen wird.
Bei vollturbulenter Grenzschicht hängt das Verhält
nis von
zu
U/n' nur von der Geschwindigkeitsverteilung
V/VsxXX/k) und von X /6 ab. Für die in Fig.
3 .skizzierte Geschwindigkeitsverteilung gilt für
x ■" k; -~ _-" un K'
• /S*o\°'25
0,6
= OVJ
'Wn
35
I* ♦
MBB
/lc
Patentabteilung
Die Abhängigkeit dieses Wertes von WjV00 X1, j" und
X / U ist wegen des geringen Wertes des Exponenten in
Gl. 5 relativ gering.
Mit Gl. 5 wird Gl. 4 *. it 25
(6)
Ein Wandstrahl der Flöhe Ah, der mit dor Geschwindigkeit
V ausgeh lasen.wird, reduziert die Impulsverlust
dicke der Grenzschicht um
'5 Ferner ist bekannt, daß ein WandstrahL im Laufe der
Strahlausbreitung· einen Teil seines Anfangsimpulses
durch Wandreibung verliert. Dieser Impulsverlust wird
mit / ν "
&&* ' ■ · (O1-IS + 0(85 Vx/V) (8)
ideal V XS/
angegeben. Er ist umso geringer, je rascher der Impuls vom Strahl auf die Grenzschicht übertragen wird, d.h.
je größer die relative Differenzgeschwindigkeit (v~v ]/\/
gewählt wird.
25
25
Es gibt mehrere Möglichkeiten, den hohen Slrahlimpulsverlust
des einfachen Wandstrahls zu vermeiden. Wird die Intensität der Strahlverrn i schung durch geeignete
Gestaltung" der Spaltdüse erhöht, so wird die Strahlgeschwindigkeit.
in einer kürzeren Strecke abgebaut. Dadurch verringert sich die Wandreibung.
Eine zweite Möglichkeit besteht darin, den Strahl mittels
einer Luftschicht geringerer Strömungsgeschwin-35
MBB
Patentabteilung
«Μ4«
digkeit so lange von der· Wand forn/uhaltcn, bis die
Geschwindigkeiten im Strahl deutlich zur Uckgegangen
sind. Diese isolierende Luftschicht erhält man am einfachsten
durch . UmIeitung der wandnahen Strömung der Profilunterseite von der Druckseite zur Profilsaugseit
e ( s . F i g. 2 e) .
Eine der wirksamsten Methoden der Reibungsabminderung besteht darin, den Strahl über eine Reihe von hochgestellten
Schlitzdüsen in die Grenzschicht einzublasen (s. Fig. 2b). in diesem Fall beschränkt sich der1
direkte Kontakt zwischen dem Strahl und der Wand auf
einen Bruchteil des Strahlumfangs. Auch bei dieser
Düsenanordnung kann die Wandreibung durch eine intensivere
Struhlvermischung weiter abgebaut werden.
Bezeichnet man das Verhältnis der1 durch die erhöhte
■Wandreibung bedingten Strahl Verluste mit f,
Impulsverlust des betrachteten wandnahen Strahls
Impulsverlust des Wandstrahls
(9
so beträgt die effektive Absenkung der Impulsverlustdicke der Grenzschicht stromabwärts der Düse
st
"
f
ideaL
( 10)
Die Verr i ngor'ung dos Prof i 1 w i derstandos Δ\Λ/ boroehnot
P sich aus den GIn. 6 und 10 zu
1-f 0,1540,85 V.
(Ji)
BAD
MBB
JIl
Patentabteilung
°44
10
20 25 30
Sieht man zunächst von den Druckverl.iiston in don Zuf
ührungskanä l.en ab, so muß für die Erzeugung der Blasluft
eine Leistung von
L p(vs z -
vs
(12)
bereit gestellt werden.
Würde in einem Vergleichstriebwerk, welches sich in
großer Entfernung vom Profil befindet, mit der gleichen Leistung ein FreistrahL der Geschwindigkeit V
erzeugt, so würde dieses Triebwerk bei gleichem Gebläsewirkungsgiad
11. . einen Nettosohub von
ρ p^ vs (v/ - V
oo
erzeugen. Tn dimen-si onsl osor Form lautet diese Gleichung
C ■ —L
• F IV Ref.
+ 1
(14.1
Für das Verhältnis von Widerstandsverrringerung — ΔW
■ ~. das hier mit Schubverstärkungsfaktor
bezeichnet wird, erhält man dann folgende Beziehung:
^ H-1
1-f (0,15+0,85 V JvJ (15
-AW1
Ref
V V
35
BAD ORIGINAL
MBB
Patentabteilung
9448 | 3345154 | |
«υ... « - -■· · · | ||
/a |
15
25
Fig. 4 zeigt die Abhängigkeit dieses Verstärkungsfaktors
von V /V und V /V1, für f- 0,2 und Vc Λ/ =1,5.
Letzterer Wert entspricht dem StrahLgeechwindigkoitsverhältnis
moderner Zweikreistriebwerke im Reiseflug.
Eine Untermauerung des angesetzten Strah I i.mpu Ls-Ver lustfaktors
f ist nicht möglich, da für die in Fig. 2 gezeigten Strahlanordnungen keine Meßergebnisse bekannt
sind. Der angenommene Wert dürfte kaum überschritten werden, da bei diesen Konfigurationen die
direkte Wechselwirkung zwischen Strahl und Wand nahezu
eliminiert ist. Wie man sieht, nimmt die Schuberhöhung" im Grenzfall V->V proportional zur Übergeschwindigkeit
Υ,/" V zu. Daran sieht man, daß die schuberhöhende
Wirkung der Strahlausblasung in direktem Zusammenhang mit dem. Zusatzwiderstand steht, den. das Profil
endlicher Dicke und Wölbung gegenüber der ebenen Platte aufweist. Die Abnahme der Schubverstärkung mit
zunehmendem V / \Λ. bzw. Geblasedruckverhä1tnis ist
weitgehend auf die Abnahme des Froude-Wirkungsgrades
zurückzuführen, der im Falle eines freifahrenden Gebläses
durch
2V
v +y
gegeben ist.
f 16)
Fig. 5 zeigt für V /V = 1,6 den Einfluß des Strahlim-
puls-Verlustfaktors f auf die Schubverstärkung. Es
30' ist klar ersichtlich, daß eine schuberhöhende Wirkung
nur dann zustande kommt, wenn es gelingt, die hohe Wandreibung des Wandstrahls deutlich abzubauen.
35
MBB
44«
334515
Nunmehr soll das F Lüge 1 profil mit waridnaher Strahlausblasung
bei ausgeglichener X-Kraft behände IL werden.
Es wird eine vollturbulente Grenzschicht sowie das
in Fig. 3 skizzierte Geschwindigkeitsprofil vorausgesetzt.
Nach Gl. 1 beträgt die Impulsdieke im Punkt
X= X
K 0,0366
0,8
(17)
Im Punkt X=X wird ein wandnaher Strahl der Ergiebigk
e it
■ . m = ρ Ah
(18)
mit der Geschwindigkeit Vr in die Grenzschicht geblasen.
Dadurch wird die Impulsverlustdicke um
2.
i-f^iS + O^V^/Vg
(19)
abgesenkt. In Gl. 19 ist- der- Impulsverlust durch erhöhte
Wandreibung bereits berücksichtigt.
nach einigen Düsenbreiten geht die Impulsverlustdicke in den Wert
S. +8.
über.
-s
Im Bereich X<CX<1 ist die Impulsverlustdicke durchwegs
negativ, da bei ausgeglichener X-Kraft
gleich Null ist (s. Fig. 3b). Gl. I3 die nur für positive
Werte von D gilt, ist daher auf die Strecke X" -<X
2- K
MBB
P ft K*
Patentabteilung
9448
3345156
nicht anwendbar. Eine alternative Beziehung für die
Berechnung der. Impulsverlustdicke erhält man, wenn
man bei dar Integration der Ttnpnl sgl e i chung der Grenzsch
i cht
V d%
4-
1/ V
(20)
nicht nur· wie üblich, (2 + II) als Konstante betrachtet,
sondern auch J0 \P V J als ortaunabhängige Größe
annimmt. Diese Vorgehensweise ist durchaus berechtigt, da sich die auf den Außenstaudruck bezogene
Wandschubspanriung im rückwärtigen Profilbereich wenig
ändert.. An Stelle der Gl. 1 erhält man in diesem Fall
V(X)
V(X)
Somit berechnet sich die Impuisverlustdicke an der
Hinterkante zu
24 H
ry If \/Z\
υ /IjOV y wird nach der Beziehung
^o
0,01 TjZ
berechnet, wobei für O^ diejenige Impulsverlustdicke
eingesetzt wird, die im antriebslosen Fall bei X=(X +X )/Z vorliegt. Basierend auf den Meßergebnissen
von Thomas wird für (2 + H) statt dem üblichen Wert von 3j4 der Wert 3>0 verwendet.
A«?
Patentabteilung
944*
Bei ausgeglichener X-Kraft ist On - O. Aus dieser
H
Bedingung läßt sich die Strahlstärke berechnen. Man
Bedingung läßt sich die Strahlstärke berechnen. Man
erhält
I V W,
,0,8
Γ24)
00366(XjL) - fi^
Mit dem Referenzschub gemäß Gl. 14 und der nach Gl.
3 berechneten Widerstandsverringerung
0,8 a/ \0,2.
•oo \
(25)
ρ ρ
0,2
erhält man folgende Beziehung für den Schubverstärkungsfaktor
:
-AC
Wp
V51
SJ
0.2
(26)
V1Z1S
40,80
-0,2
Es ist ersichtlich, daß die Reynolds-Zahl bei vollturbulenter
Grenzschicht nicht eingeht.
Fig. 6 zeigt, daß die Reynolds-Zahl bei vollturbulenter
Grenzschicht nicht, eingeht.
Fig. 6 zeigt, für X' jt^Qfif -0,2. „nd V IV - 1,5,
die Abhängigkeit der Schubverstärkun.<i VOnV^yV00
und V /Vj, . Vergleicht man dieses Diagramm mit Fig. 4, so sieht man, daß die Schubverstärkung bei endli-
und V /Vj, . Vergleicht man dieses Diagramm mit Fig. 4, so sieht man, daß die Schubverstärkung bei endli-
9448
334515*
Patentabteilung
. eher Strahl stärke etwas geringer ausfällt als im FaI-•
Ie des schwachen Strahls.
Bei der Berechnung der Kraf tstof fcr.sparn i s ist es
5' zweckmäßig, die positive Fnterferonzkraft —Δ0, —Gp
•auf den. Prof ilwi dorstand der Saiig.se i te zu beziehen.
Man erhält
• Interferenzkraft __ /-AC^p \ ■
Zur Abschätzung der möglichen Kraftstoffeinsparung
bei Transportflugzeugen ist zu sagen, daß grundsätzlich
die Wirksamkeit saugseitiger Ausblasung nur im Experiment mit ausreichender Genauigkeit bestimmt werden
kann. Die rechnerische Abschätzung kann aus folgenden Gründen mit Fehlern behaftet sein:
- Die Übertragbarkeit der Ergebnisse der für inkompressible
Strömungen durchgeführten aerodynamischen
Analyse auf den Reiseflugzustand ist nicht gesichert
.
- Die Anwendbarkeit des Grenzschicht-7ntegralVerfahrens
auf Grenzschichten mit negativer ImpuLsverLustdicke
ist nicht nachgewiesen.
- Die Höhe der Strahlimpulsverluste isf unsicher, da
entsprechende Meßergebnisse fehlen.
Bei folgender Abschätzung der Wirksamkeit der vorgeschlagenen Flügelkonstruktiori wird der Strahlimpulsverlustfaktor
mit f - 0,2 daher bewußt konservativ angesetzt.
, .„. 944« 334515
Patentabteilung
Die durchgeführte Analyse zeigt, daß"die Schubverstärkung
umso größer ist, .je geringer das Geh I äsedruckverhältnis
und damit *» /V^, gewählt werden. Andererseits
nimmt der Blas Luftmassenstrom und damit auch die Düsenfläche
und die Strömungsgeschwindigkeit in den Zuführungskanälen
stark zu, wenn, bei ausgeglichener X-Kraft,
Vl sich Vj. nähert.
Die Druckverluste in den Zufuhrungskanälen können in eine
äquivalente Widerstandserhöhung umgerechnet werden. Letztere wurde auf
10 h^/ή
■ (2HJ
-ir abgeschätzt, wobei h^ den Ii I as 1 u f tauf f angquer sehn i tt je
Einheitsspannweite darstellt. Bei der Düsenkonfiguration
mit hochgeste I 1 ton Schi i t /.düsen , auf welche- sich die vorliegende
Abschätzung beschränkt, entstehen zusätzliche Verluste durch Reibung an den Düsenverkleidungen. Diese
Widerstandserhöhung wurde auf
= 1O h~ <~ (.29)
abgeschätzt. Die durch Gl. 27 gegebene Interferenzkraft
2c ist um die Widerstände gemäß Gl. 28 und Gl. 29 zu reduzieren.
Fig. 7 zeigt die Abhängigkeit der effektiven Widerstandsverringerung
Δζ, I Cj, von h i>
für drei Werte yon V / V^ .
->0 Aufgrund der Verluste nach den Gin. 2 - und 29 gibt es jeweils
einen Blasluftmassenstrom, bei dem die effektive;
Interfercn/kraft maxi mi ort wird.
Patentabteilung
9448
Bei modernen Transportflugzeugen wird der Flügel so ausgelegt,
daß im Reise!'lug ein Y^/ von ca. J, 5 vorliegt.
Berücksichtigt man die stab i J i s i er ende Wirkung der Ausblasung
auf die Grenzschicht, so kann dieser Wert bei entsprechender Zunahme: dor Fl üge I d i cke oder des Auftriebsbeiwertes
ohne weiteres auf 1,6 erhöht werden. Jn diesem Falle beträgt die maximale Interfcrcn/kraft 26 '/■
des Saugseitenprofi1 widerstände«. Aufgrund vorstehender
Untersuchungen und aufgezeigter Maßnahmen wird der Kraftstoffverbrauch
um gut 5 % verringert. Das ist bereits das Fünffache von dem was heute als wirtschaftlich interessant
angesehen wird.
BAD ORfGfIMAL
■jo-
- Leerseite -
Claims (1)
10 Patentansprüche
1. Tragflügel für Luftfahrzeuge, der zur Erhöhung
der resultierenden Vortriebs- bzw. Auftriebskraft
den Schubstrahl mit der flügelnahen' Strömung mischt, dadurch gekennzeichnet , daß der Tragflügel
(ΊΟ) mit Niederdruekgeb1 äsen (N) versehen
ist, deren Abluft auf der Flügelsaugseite (10a) im
Bereich des größten Unterdruckes zur Strahl Vermischung direkt in die Grenzschicht geblasen wird.
2. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch g e kennzeichnet,
daß die Abluft über eine Reihe hochgestellter Schi i tzdiisen (19) in die Grenzschicht
eingeblasen wird.
3. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch g e -
kennzeichnet , daß die wandnahe Strömung
der Tragflächen-ProfiI Unterseite ( 10b) von deren
Druckseite zu deren Sang.sc> i .to ( 1 Oa) über einen Kanal
(21) umgeleitet, wird.
35 .
BAD
MBB
i ·"· ι·
Patentabteilung
33451514
15
25
30
4·' Tragflügel nach eimern odor mehreren der Ansprüehe
i bis 3> 'dadurch £>
e k e ii η /. e i e h ti e L ,
daß dem Austritt der i ,so I i er enden Luftschicht im Um-1
eitungskana I (2J) unmittelbar· die Spaltdüse (20)
des Schubstrahls zugeordnet ist.
10
5- Tragflügel nach einem oder· mehl er en
<l<vt Ari.spr üche 1 bis 4-, dadurch g e k e rr η /. e i c h ne t .
daß in dem 151 as I uftkana I (17) UmI e i tungsb I echo (l6j
angeordnet sind.
35
BAD ORIGINAL
Priority Applications (2)
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