DE3447141A1

DE3447141A1 - Lufteinlauf fuer ueberschallflugzeuge mit turbo-luftstrahlantrieben

Info

Publication number: DE3447141A1
Application number: DE19843447141
Authority: DE
Inventors: Elmar Dipl.-Ing. 7799 Heiligenberg Oberdörffer
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1984-12-22
Filing date: 1984-12-22
Publication date: 1986-07-03
Also published as: DE3447141C2

Description

Lufteinlauf für Uberschallflugzeuge mit Turbo-Luftstrahl-
antrieben Die Erfindung betrifft Lufteinläufe für Uberschallflugzeuge mit Turbo-Luftstrahlantrieben, ausgebildet als feststehende Zweistossdiffusoren.
Bei der Auslegung von Lufteinläufen der genannten Art, müssen die sich aus den Strömungsgeschwindigkeiten im Uberschallbereich ergebenden Bedingungen berücksichtigt werden.
Eine dieser Bedingungen besteht darin, dass die Strömung durch den Lufteinlauf aus der Überschallgeschwindigkeit auf eine Unterschallgeschwindigkeit für den Eintritt in das Triebwerk reduziert werden muß.
Bei Uberschall-Fluggeschwindigkeiten ist die gewünschte Verzögerung der Strömung nur durch einen oder mehrere Verdichtungsstösse möglich. Die Druckverluste sind dabei umso geringer, je grösser die Anzahl der Verdichtungsstösse ist.
Bei der Auslegung der Lufteinläufe müssen jedoch Kompromisse bezüglich der Anzahl der erzeugten Verdichtungsstösse im Hinblick auf die Komplexität, sowie das Betriebsverhalten der Lufteinläufe getroffen werden. So ist zu berücksichtigen, dass die Lufteinläufe im gesamten Geschwindigkeitsbereich und in allen Fluglagen einwandfrei arbeiten.
Für Flugzeuge, die etwa doppelte Schallgeschwindigkeit erreichen sollen, stellt die Ausbildung zweier Verdichtungsstösse einen guten Kompromiss dar.
So ausgelegte Lufteinläufe kommen ohne die Anordnung von Verstellmitteln, beispielsweise ohne einen verstellbaren Einlaufkonus oder verstellbare Luftführungswände aus.
Es sind im wesentlichen zwei Formen feststehender Zweistoßdiffusoren als Lufteinläufe für Überschallflugzeuge bekannt geworden. Eine der Ausbildungen besitzt einen halbkreisförmigen Einlaufguerschnitt mit einem Halbkegel, während die andere Ausbildung eine ebene oder leicht gekrümmte Rampe vor einem halbrunden bis rechteckigen Einlaufquerschnitt aufweist.
Es sind ferner auch selbstabschirmende Lufteinläufe mit einer Einlauframpe bekannt, die zwar verstellbar sind, im Prinzip jedoch auch als feststehende Einläufe ausgeführt werden können.
Ausser den seitlich angebrachten, unabgeschirmten, halbrunden Einläufen mit Halbkegel , haftet den bekannten Ausbildungen jedoch der Nachteil einer relativ grossen, äusseren Oberflache mit der daraus resultierenden Widerstandserhöhung an. Ferner sind die bekannten Lufteinläufe mehr oder weniger an die eigentliche Flugzeugzelle angesetzt, das heisst, nur im geringen Maße in die Flugzeugzelle integriert.
Die Erfindung geht aus von nicht verstellbaren Zweistoßlufteinläufen für Machzahlen bis etwa Man-2 und hat zur Aufgabe, die Schaffung eines einfachen Aufbaus mit einem schrägen und einem senkrechten Stoß für eine günstige Integration derLufteinläufe in die Flugzeugzelle, insbesondere auch in die Wurzel von Tragflügeln. Die Ausbildung soll auch die Bedingung eines zufriedenstellenden Arbeitens der Lufteinläufe bei hohen Anstellwinkeln erfüllen.
Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Kanten der Lufteinlauföffnung durch einen geschlossenen Kurvenzug mit zwei Abschnitten gebildet sind die imEntwurfszustand in der Ebene des ersten, schrägen Verdichtungsstosses liegen, wobei der eine Abschnitt durch eine senkrecht zur Stömungsrichtung liegende Gerade und der andere Abschnitt durch einen Kurvenzug gebildet wird, der den ersten Abschnitt an zwei Stellen schneidet und sich in den Teil der Ebene des Verdichtungsstosses erstreckt, der in Strömungsrichtung vor dem geraden Abschnitt liegt, dass ferner der erste Abschnitt eine abgerundete Einlaufkante bildet, der zweite Abschnitt jedoch eine scharfe Kante, an die sich eine Innenwandfläche des Einlaufes so anschliesst, dass die Spuren (Schnittgeraden) sämtlicher senkrechter Querschnittebenendes geradlinigen Kurvenabschnittes und der Innenwandfläche mit der Anströmrichtung Winkel gleicher Grösse einschliessen, die übereinstimmen mit der zum ersten schrägen Verdichtungsstoß gehörigen Grösse der Ablenkung der Strömung aus der Anströmrichtung.
Gemäß der Erfindung ausgebildete Lufteinläufe erfüllen die Bedingung einer günstigen Integration in die Flugzeugzelle, beispielsweise auch in die Wurzel von Tragflügeln. Die Ausbildung ergibt ferner eine erhebliche Reduzierung der äusseren Oberfläche der Lufteinläufe mit der daraus resultierenden Verminderung des Luftwiderstandes. Ferner erlaubt die Ausbildung einen einfachen Aufbau und ein zufriedenstellendes Arbeiten auch bei hohen Anstellwinkeln.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt und im folgenden näher beschrieben.
In der Zeichnung zeigt: Figur 1a bis 1c schematisiert in Dreiseitenansicht Ausschnitte eines Lufteinlaufes für ein Luftfahrzeug, Figur 2a bis 2c schematisiert in Dreiseitenansicht Ausschnitte einer weiteren Ausführung eines Lufteinlaufes, Figur 3 und 4 in schematischer Darstellung die Lage der Stoßfront am Lufteinlauf, bei unterschiedlichen Anströmmachzahlen und Figur 5a bis 5c in schematischer Darstellung eine Ausführungsform bezüglich der Ausbildung und Anordnung des Lufteinlaufes an einem Luftfahrzeug gemäss Figur 2a bis 2c.
Wie die Zeichnung in den Figuren 1a bis 1c, 2a bis 2c und 5a bis 5c erkennen lässt, ist übereinstimmend mit 2 der gesamte Lufteinlauf, mit 3 der Lufteinlaufkanal und mit 4 die Lufteinlauföffnung bezeichnet.
Dabei ist in üblicher Bauweise der Querschnittsverlauf des Lufteinlaufkanals 3 zunächst ausgehend von der Lufteinlauföffnung bis zu einem engsten Querschnitt konvergierend und in Fortsetzung daran divergierend als Diffusor ausgeführt.
Im Bereich der grössten Querschnittserweiterung stromab liegt die Lufteintrittsebene E -E des Triebwerksverdichters (nicht dargestellt).
Bei der Ausführung gemäss Figur 1a bis 1c wird die Lufteinlauföffnung 4 beschrieben durch einen geschlossenen Kurvenzug, der sich in zwei Abschnitte 5,5'bzw.6unterteilt, wobei der Kurvenzug 5,5'bzw.6die Einlaufkanten der Einlauföffnung 4 bildet.
Der Abschnitt 5,-5' des geschlossenen Kurvenzuges besitzt die Form einer Parabel, während der Abschnitt 6 geradlinig verläuft. Die Parabel (Abschnitt5,5|) schneidet dabei den geraden Abschnitt 6 an zwei Stellen.
In der ausgeführten Ausbildung ist der geradlinige Abschnitt 6 zur Strömungsführung unter sich ändernden Anstellwinkeln des Lufteinlaufes gegenüber der Anströmrichtung R abgerundet (Radius r) ausgebildet. Der Abschnitt 6 bildet die untere Einlauflippe des Lufteinlaufes 2.
Der geradlinig verlaufende Abschnitt 6 des Kurvenzuges, das heisst die Strömungskante des Lufteinlaufes 2, steht senkrecht zur Anströmrichtung R.
Dabei erstreckt sich die Strömungskante 5,5' (Abschnitt des Kurvenzuges) in Richtung der senkrechten Querschnittsebene E'-E' ausgehend von der Kante 6 vorspringend in Richtung gegen die Anströmrichtung R.
Die sich an die scharfe Kante 5,5' anschliessende Innenwandfläche 8 des Lufteinlaufkanals 3 weist gegenüber der Anströmrichtung R in sämtlichen senkrechten Querschnittsebenen E'-E' eine gleiche Anstellung auf.
Dabei ist vorgesehen, dass die sich aus den zum ersten Abschnitt 6 senkrechten Querschnittsebenen E'-E' mit der Fläche 8 und der Anströmrichtung R ergebenden Spuren (Schnittgerade) sämtlich gleiche Winkel bilden, die mit der zum ersten schrägen Verdichtungsstoß gehörenden Grösse der Änderung der Anströmrichtung R übereinstimmen.
Bei dem Ausführungsbeispiel gemäss der Figur 2a bis 2c werden die Einlaufkanten gebildet durch einen geschlossenen Kurvenzug, der sich aus einem keilförmigen Abschnitt 10, 10' und einem, die untere Einlauflippe bildenden, geradlinigen Abschnitt 11 zusammensetzt.
Die an den Kurvenzug 10, 10'; 11 anschliessende Innenwandfläche 12,12' hat die Form eines konkaven Stoßkeils, der sich ausgehend von der geradlinig verlaufenden unteren Kante 11 stromauf (entgegen der Anströmrichtung R) erstreckt. Ebenso wie bei der Ausführung nach den Figuren 1a bis lc, weisen die sich an die scharfe Kante 10, 10' anschliessenden Innenwandflächen 12, 122 des Lufteinlaufkanals 3 gegenüber der Anströmrichtung R in sämtliche Schnittebenen E'-E' eine gleiche Anstellung auf. Die Grösse der Anstellung bestimmt sich dabei so, dass die sich aus den zum ersten Abschnitt 11 (abgerundete untere Einlauflippe) senkrechten Querschnittsebenen E'-E' mit den Innenwandflächen 12, 12' und der Anströmrichtung R ergebenden Spuren (Schnittgeraden), sämtlich gleiche Winkel einschliessen, die mit der zum ersten schrägen Verdichtungsstoß gehörendnrösse der Änderung der Anströmung aus der Anströmrichtung R übereinstimmen -Die Figuren 3 bis 4 lassen schematisiert die Lage des schrägen Stosses am Ausführungsbeispiel nach Figur 2a bis 2c bei unterschiedlichen Machzahlen der Anströmung erkennen.
Dabei zeigt Figur 3 die Lage der Stoßfront W des schrägen Stosses bei Anströmung mit einer Machzahl M die gleich der a Entwurfsmachzahl ist (Ma=MaDes) und Figur4dieLage der Stoßfront W' bei Anströmung mit einer Machzahl Ma geringfügig unterhalb der Entwurfsmachzahl (Ma < M ). Bei Machzahlen Des unterhalb der Entwurfsmachzahl M löst sich, wie in Figur a 4 gezeigt, die Stoßfront W' von der Keilkante 10, 10' bzw.
der zugehörigen Innenwandfläche 12, 12' ab und wölbt sich entgegen der Anströmrichtung R.
Die Ausführung nach Figur 5a bis 5c zeigt eine beispielsweise Anordnung der Lufteinlauf-Ausbildung gemäss Figur 2a bis 2c. Die Lufteinläufe sind hierbei integriert in die Wurzel 15 der Tragflügel 16 nahe der Aussenkontur des Rumpfes 17 eines Flugzeuges angeordnet. Die genannte dreieckförmige Ausbildung des Lufteinlaufes 2 erlaubt eine günstige Integration der Lufteinläufe bzw. der Triebwerke (nicht dargestellt) in die Tragflügel eines Flugzeuges.
Die senkrecht stehende Einlaufkante 10'ist hierbei soweit von der Aussenkontur des Rumpfes 17 abgesetzt angeordnet (a), dass sie ausserhalb der Rumpfgrenzschicht liegt.
Ferner ist zur Vermeidung eines Staus der Strömung im Bereich der durch das Zusammentreffen der Innenwandflächen 12, 12' gebildeten konkaven Ecke 14 ein in die Aussenströmung ausserhalb des Lufteinlaufes 2 mündender Spalt 20 vorgesehen.
Der Spalt 20 ist so angeordnet, dass die über den Spalt 20 aus dem Einlaufkanal 3 nach aussen abgeführte Grenzschichtströmung an einer Stelle niedrigen Druckes in die Aussenströmung eingeleitet wird. Weitere Ableitungen der Grenzschichtströmung aus dem Bereich der konkaven Ecke 14 des Emlaufkanals 3 können in der Form von Perforationen oder porösen Zonen vorgesehen werden.
Die Ausbildung von Lufteinläufen kann gemäss der Erfindung auch so erfolgen, daß anstelle des Abschnittes mit zwei Teilstücken (10,10' Fig. 2a bis 2c) eine größere Anzahl geradliniger Teilstücke vorgesehen wird.
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Claims

Patentansprüche: 1. Lufteinlauf für überschallflugzeuge mit Turbo-Luftstrahlantrieben, ausgebildet als feststehender Zweistoßdiffusor, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Kanten der Lufteinlauföffnung (4) durch einen geschlossenen Kurvenzug mit zwei Abschnitten (6; 5, 5' bzw. 11; 10, 10') gebildet sind, die im Entwurfszustand in der Ebene des ersten, schrägen Verdichtungsstosses liegen, wobei der eine Abschnitt (6 bzw. 11) durch eine senkrecht zur Strömung richtung (R) liegende Gerade und der andere Abschnitt (5, 5' bzw. 10, 10') durch einen Kurvenzug gebildet wird, der den ersten Abschnitt (6 bzw. 11) an zwei Stellen schneidet und sich in den Teil der Ebene des Verdichtungsstosses erstreckt, der in Strömungsrichtung (R) vor dem geraden Abschnitt (6 bzw. 11) liegt, dass ferner der erste Abschnitt (6 bzw. 11) eine abgerundete Einlaufkante bildet, der zweite Abschnitt (5, 5' bzw. 10, 10') jedoch eine scharfe Kante, an die sich eine Innenwandfläche (8 bzw. 12, 12') des Einlaufes so anschliesst, dass die Spuren (Schnittgeraden) sämtlicher senkrechter Querschnittsebenen (E'-E') des geradlinigen Abschnittes (6 bzw. ii) und der Innenwandfläche (8 bzw. 12, 12') mit der Anströmrichtung (R) Winkel gleicher Grösse einschliessen, die übereinstimmen mit der zum ersten schrägen Verdichtungsstoß gehörigen Grösse der Ablenkung der Strömung aus der Anströmrichtung (R).
2. Lufteinlauf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der scharfkantige Abschnitt (5, 5') des Kurvenzuges (6; 5, 5' bzw. 11; 10, 10') durch gekrümmte Teilstücke (5, 5') gebildet ist, die mit stetiger Steigung ineinander übergehen.
3. Lufteinlauf nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der scharfkantige Abschnitt des Kurvenzuges (11; 10, 10') durch geradlinige Teilstücke (10, 10') gebildet ist.
4. Lufteinlauf nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass der scharfkantige Abschnitt des Kurvenzuges (11; 10, 10') durch zwei geradlinige Teilstücke (10, 10') gebildet ist.
5. Lufteinlauf nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Lufteinlauf (2) in den Tragflügel (16) im Bereich der Flügelwurzel (15) integriert ist.
6. Lufteinlauf nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass eines der geradlinigen Teilstücke (10') des scharfkantigen Abschnittes (10, 10') des Kurvenzuges (11; 10, 10') parallel oder annähernd parallel zur senkrechten Flugzeuglängsmittelebene verläuft.
7. Lufteinlauf nach Anspruch 1 und 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich des Zusammentreffens der an die scharfkantigen Teilstücke des Abschnittes (10, 10') anschliessenden Innenwandflächen (12, 12') des Lufteinlaufkanals (3) ein in die Aussenströmung ausserhalb des Lufteinlaufes (2) mündender Spalt (20) zur Abführung von sich aufstauender Grenzschichtströmung vorgesehen ist.
8. Lufteinlauf nach Anspruch 1 und 3 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das im Bereich des Flugzeugrumpfes (17) liegende scharfkantige Teilstück des Abschnittes (10, 10') des Kurvenzuges (11; 10, 10') in einem Abstand (a) ausserhalb der Rumpfgrenzschicht verläuft.