DE3447141C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft Lufteinläufe für Überschallflugzeuge mit Turbo-Lufstrahlantrieben, ausgebildet als feststehender Zweistoßdiffusor, mit einer Lufteinlauflöffnung, deren Kanten einen geschlossenen Kurvenzug mit mindestens zwei Abschnitten bilden, die im Entwurfszustand in der Ebene des ersten, schrägen Verdichtungsstoßes liegen.

Bei der Auslegung von Lufteinläufen der genannten Art müssen die sich aus den Strömungsgeschwindigkeiten im Überschall­ bereich ergebenden Bedingungen berücksichtigt werden. Eine dieser Bedingungen besteht darin, daß die Strömung durch den Lufteinlauf aus der Überschallgeschwindigkeit auf eine Unter­ schallgeschwindigkeit für den Eintritt in das Triebwerk reduziert werden muß.

Bei Überschall-Fluggeschwindigkeiten ist die gewünschte Ver­ zögerung der Strömung nur durch einen oder mehrere Verdich­ tungsstöße möglich. Die Druckverluste sind dabei umso ge­ ringer, je größer die Anzahl der Verdichtungsstöße ist. Bei der Auslegung der Lufteinläufe müssen jedoch Kompromisse bezüglich der Anzahl der erzeugten Verdichtungsstöße im Hin­ blick 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 sollen.

Für Flugzeuge, die etwa doppelte Schallgeschwindigkeit er­ reichen sollen, stellt die Ausbildung zweier Verdichtungs­ stöße 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 fetstehender Zweistoß­ diffusoren als Lufteinläufe für Überschallflugzeuge bekannt­ geworden. Eine der Ausbildungen besitzt einen halbkreis­ förmigen Einlaufquerschnitt mit einem Halbkegel, während die andere Ausbildung eine ebene oder leicht gekrümmte Rampe vor einem halbrunden bis rechteckigen Einlaufquerschnitt auf­ weist.

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 Oberfläche mit der daraus resultierenden Widerstandserhöhung an. Ferner sind die bekannten Lufteinläufe mehr oder weniger an die eigentliche Flugzeugzelle angesetzt, das heißt, nur im ge­ ringen Maße in die Flugzeugzelle integriert.

Es ist ferner die Ausbildung eines Lufteinlaufes für Über­ schallfluggeschwindigkeiten in der Querschnittsform eines Innendachfirsts bekannt (US-PS 31 61 379).

Die Erfindung geht aus von solchen nicht verstellbaren Zwei­ stoßlufteinläufen für Machzahlen bis etwa M _a ∼ 2 und hat zur Aufgabe, die Schaffung eines einfachen Aufbaus mit einem schrägen und einem senkrechten Stoß für eine günstige Inte­ gration der Lufteinläufe in die Flugzeugzelle, insbesondere auch in die Wurzel von Tragflügeln. Die Ausbildung soll auch die Bedingung eines zufriedenstellenden Arbeitens der Luft­ einläufe bei hohen Anstellwinkeln erfüllen und Behinderungen der Strömung durch spitzwinklig zusammentreffende Rampen­ flächen vermeiden.

Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß

• a) der eine der Abschnitte durch eine senkrecht zur Strö­ mungsrichtung liegende Gerade und ein weiterer Abschnitt durch einen Kurvenzug gebildet ist, der ausgehend von den Schnittpunkten mit der geraden Kante des ersten Abschnit­ tes sich in den Teil der Ebene des Verdichtungsstoßes er­ streckt, der in Strömungsrichtung vor dem geraden Ab­ schnitt liegt, daß
• b) der erste Abschnitt eine abgerundete Einlaufkante bildet, der zweite Abschnitt jedoch eine scharfe Kante, und daß
• c) sich an die scharfe Kante eine Innenwandfläche des Luft­ einlaufes so anschließt, daß die Spuren (Schnittgeraden) sämtlicher auf dem geradlinigen Abschnitt senkrecht ste­ henden Schnittebenen und der Innenwandfläche mit der An­ strömrichtung Winkel gleicher Größe einschließen, die übereinstimmen mit dem zum ersten schrägen Verdichtungs­ stoß gehörenden Ablenkwinkel der Strömung aus der An­ strömrichtung.

Gemäß der Erfindung ausgebildete Lufteinläufe erfüllen die Bedingung günstiger Integrationsmöglichkeit in die Flugzeug­ zelle, insbesondere auch in den Bereich der Wurzel von Trag­ flügeln.

Die Ausbildung vermeidet ferner allzu spitzwinklige Eckaus­ bildungen im Bereich des Zusammentreffens der Rampenflächen, die zu schädlichen Grenzschichtanhäufungen führen, insbeson­ dere gegenüber dachfirstähnlich ausgebildeten Lufteinläufen. Eine Grenzschichtanhäufung wird insbesondere im Bereich des Scheitels durch den stetigen Verlauf der Rampenfläche völlig vermieden und im Bereich der beiden Schnitte der Rampenfläche mit der durch die gerade Anströmkante abgeschlossenen Fläche durch Eckbereiche mit relativ großen Winkeln bis einschließ­ lich 90° wesentlich vermindert.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dar­ gestellt und im folgenden näher beschrieben. In der Zeichnung zeigen

Fig. 1a bis 1c schematisiert in Dreiseitenansicht Aus­ schnitte eines Lufteinlaufes für ein Luft­ fahrzeug,

Fig. 2 und 3 in schematischer Darstellung (Querschnitt) die Lage der Stoßfront am Lufteinlauf, bei unterschiedlichen Anströmmachzahlen und

Fig. 4a bis 4c in schematischer Darstellung eine Ausfüh­ rungsform bezüglich der Ausbildung und An­ ordnung des Lufteinlaufes an einem Luft­ fahrzeug gemäß Fig. 1a bis 1c.

Wie die Zeichnung in den Fig. 1a bis 1c und 4a bis 4c er­ kennen läßt, ist übereinstimmend mit 2 der gesamte Luftein­ lauf, mit 3 der Lufteinlaufkanal und mit 4 die Lufteinlauf­ öffnung bezeichnet.

Dabei ist in üblicher Bauweise der Querschnittsverlauf des Lufteinlaufkanals 3 zunächst ausgehend von der Lufteinlauf­ öffnung 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 Fig. 1a bis 1c wird die Luftein­ lauföffnung 4 beschrieben durch einen geschlossenen Kurven­ zug, der sich in zwei Abschnitte 5, 5′ bzw. 6 unterteilt, wobei der Kurvenzug 5, 5′ bzw. 6 die Einlaufkanten der Ein­ lauföffnung 4 bildet.

Der Abschnitt 5, 5′ des geschlossenen Kurvenzuges besitzt die Form einer Parabel, während der Abschnitt 6 geradlinig ver­ läuft. Die Parabel (Abschnitt 5, 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.

Der geradlinig verlaufende Abschnitt 6 des Kurvenzuges, das heißt die Strömungskante des Lufteinlaufes 2, steht senk­ recht zur Anströmrichtung R. Dabei erstreckt sich die Strö­ mungskante 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 Innenwand­ fläche 8 des Lufteinlaufkanals 3 weist gegenüber der Anström­ richtung R in sämtlichen zur Kante 6 senkrechten Längs­ schnittsebenen E′-E′ eine gleiche Anstellung auf. Dabei ist vorgesehen, daß die sich aus den zum ersten Abschnitt 6 senk­ rechten Längsschnittsebenen E′-E′ mit der Fläche 8 und der Anströmrichtung R ergebenden Spuren (Schnittgerade) sämtlich gleiche Winkel bilden, die mit der zum ersten schrägen Ver­ dichtungsstoß gehörenden Größe der Änderung der Anströmrich­ tung R übereinstimmen.

Die Fig. 2 und 3 lassen schematisiert im Querschnitt die Lage des schrägen Stoßes am Ausführungsbeispiel nach Fig. 1a bis 1c bei unterschiedlichen Machzahlen der Anströmung erkennen.

Dabei zeigt Fig. 2 die Lage der Stoßfront W des schrägen Stoßes bei Anströmung mit einer Machzahl M _a die gleich der Entwurfsmachzahl ist und Fig. 3 die Lage der Stoßfront W′ bei Anströmung mit einer Machzahl M _a ge­ ringfügig unterhalb der Entwurfsmachzahl ). Bei Machzahlen unterhalb der Entwurfsmachzahl M _a löst sich, wie in Fig. 4 gezeigt, die Stoßfront W′ von der Einlaufkante 5, 5′ bzw. der zugehörigen Innenwandfläche 8 ab und wölbt sich entgegen der Anströmrichtung R.

Die Ausführung nach Fig. 4a bis 4c zeigt eine beispielsweise Anordnung der Lufteinlauf-Ausbildung gemäß Fig. 1a bis 1c. Die Lufteinläufe sind hierbei integriert in die Wurzel 15 der Tragflügel 16 nahe der Außenkontur des Rumpfes 17 eines Flug­ zeuges angeordnet. Die beschriebene Ausbildung des Luftein­ laufes 2 erlaubt eine günstige Integration der Lufteinläufe bzw. der Triebwerke (nicht dargestellt) in die Tragflügel eines Flugzeuges. Die von vorn gesehen etwa senkrecht ver­ laufende Einlaufkante 5′ ist hierbei soweit von der Außen­ kontur des Rumpfes 17 abgesetzt angeordnet (a), daß sie auß­ erhalb der Rumpfgrenzschicht liegt.

Infolge der Lage des Lufeinlaufes mit gegenüber der Flug­ zeugquerachse geneigt verlaufenden, geraden Einlaufkante 6 bzw. der der Senkrechten angenäherten Lage des Abschnittes 5′ des Kurvenzuges 5, 5′, ist eine verbesserte Integration des Lufteinlaufes in die Flugzeugzelle, z. B. in den Wurzel­ bereich von Flugzeugtragflügeln erreicht.

Unterstützt wird diese Anordnungsmöglichkeit durch Verlegung des Scheitelpunktes des Kurvenzuges 5, 5′ aus der senkrechten Längsmittel-Schnittebene durch den Lufteinlauf.

Claims (5)

1. Lufteinlauf für Überschallflugzeuge mit Turbo-Luftstrahl­ antrieben, ausgebildet als feststehender Zweistoßdiffusor, mit einer Lufteinlauföffnung, deren Kanten einen geschlos­ senen Kurvenzug mit mindestens zwei Abschnitten bilden, die im Entwurfszustand in der Ebene des ersten, schrägen Verdichtungsstoßes liegen, dadurch ge­ kennzeichnet, daß

• a) der eine der Abschnitte durch eine senkrecht zur Strömungsrichtung (R) liegende Gerade (6) und ein weiterer Abschnitt (5, 5′) durch einen Kurvenzug gebildet ist, der ausgehend von den Schnittpunkten mit der geraden Kante des ersten Abschnittes (6) sich in den Teil der Ebene des Verdichtungsstoßes erstreckt, der in Strömungsrichtung (R) vor dem ge­ raden Abschnitt (6) liegt, daß
• b) der erste Abschnitt (6) eine abgerundete Einlaufkante bildet, der zweite Abschnitt (5, 5′) jedoch eine scharfe Kante, und daß
• c) sich an die scharfe Kante (5, 5′) eine Innenwandfläche (8) des Lufteinlaufes so anschließt, daß die Spuren (Schnittgeraden) sämtlicher auf dem geradlinigen Ab­ schnitt (6) senkrecht stehenden Schnittebene (E′-E′) und der Innnenwandfläche (8) mit der Anströmrichtung (R) Winkel gleicher Größe einschließen, die überein­ stimmen mit dem zum ersten schrägen Verdichtungsstoß gehörenden Ablenkwinkel der Strömung aus der Anström­ richtung (R).

2. Lufteinlauf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kurvenscheitelpunkt des den zweiten Abschnitt der Ein­ laufkante bildenden Kurvenzuges (5, 5′) außerhalb der Mit­ telsenkrechten auf der geraden Kante (6) liegt.

3. Lufteinlaß nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeich­ net, daß der Lufteinlauf (2) in den Tragflügeln (16) im Bereich der Flügelwurzel (15) integriert ist.

4. Lufteinlauf nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeich­ net, daß die gerade Einlaufkante (6) entsprechend der Außenkontur der Flügelwurzel (15) gegenüber der Flugzeugquerachse geneigt verlaufend angeordnet ist.

5. Lufteinlauf nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeich­ net, daß der im Bereich des Flugzeugrumpfes (17) ver­ laufende, scharfkantige Abschnitt (5, 5′) des Kurven­ zuges (6; 5, 5′) in einem Abstand (a) außerhalb der Rumpfgrenzschicht verläuft.