DE501548C

DE501548C - Device for preventing the flow from breaking off on areas subject to flow

Info

Publication number: DE501548C
Application number: DER72171D
Authority: DE
Original assignee: Rhoen Rossitten Ges E V
Current assignee: Rhoen Rossitten Ges E V
Priority date: 1927-08-31
Filing date: 1927-08-31
Publication date: 1930-07-04

Description

Bei großen Anstellwinkeln von durch Strömung belasteten Flächen, wie insbesondere Flugzeugflügeln, entsteht durch Abreißen der Strömung vom hinteren Teile der Oberseite eine Wirbelbildung und damit außer einem Auftriebsverlust eine Widerstandszunahme. Ein Absaugen der wirbelnden Strömungsteile durch motorisch betriebene Luft- oder Flüssigkeitsförderer führt zu erheblichen zusätzlichenIn the case of large angles of attack of surfaces loaded by flow, such as in particular Airplane wings, is created by tearing the flow away from the rear of the top a vortex formation and thus, in addition to a loss of lift, an increase in drag. A suction of the swirling flow parts by motorized air or liquid conveyors leads to significant additional

ίο Gewichten und bedingt eine Unsicherheit wegen der Versagemöglichkeit solcher Anlagen. ίο weights and causes an uncertainty because of the possibility of failure of such systems.

Es sind nun Anordnungen bekannt geworden, bei denen die Absaugung der wirbelnden Strömungsteile vom hinteren Teile der Oberseite des Flügels durch Saugdüsen bewirkt wird, deren Einströmungsmiündung an der Vorderkante des Flügels und deren Ausströmungsöffnung an der Hinterkante desThere are now arrangements are known in which the suction of the swirling Flow parts from the rear part of the upper side of the wing is caused by suction nozzles, whose inflow mouth at the leading edge of the wing and its outflow opening at the trailing edge of the

ao Flügels vorgesehen ist und die vom Fahrtwind durchströmt werden und vermittels Saugöffnungen im Innern des Flügels einen Unterdruck erzeugen, der mittels Löchern in der Oberseite des Flügels zum Absaugen der wirbelnden Strömungsteile der Luft ausgenutzt wird. Die Öffnungen einer solchen Düse an der Vorderkante und Hinterkante des Flügels bedingen jedoch eine so große Widerstandserhöhung des Flügels, daß eine derartige Düse praktisch nicht verwendbar ist.ao wing is provided and which are traversed by the airflow and by means of suction openings create a negative pressure inside the wing, which is created by means of holes in the The top of the wing is used to suck off the swirling flow parts of the air will. The openings of such a nozzle on the leading edge and trailing edge of the wing however, cause such a large increase in resistance of the wing that such a nozzle is practically unusable.

Es sind auch Anordnungen bekannt, bei denen der vordere und untere Teil des Flügels durch Kanäle mit dem hinteren Teile der Oberseite des Flügels derart verbunden ist, daß die die Vorderkante des Flügels treffende Luft vermöge ihrer kinetischen Energie die Kanäle von vorn nach hinten durchströmt. Die Austrittsöffnungen dieser Kanäle sind dann in so spitzem Winkel zur Oberseite des Flügels angeordnet, daß die Luft fast tangential zur Oberseite des Flügels austritt und somit die wirbelnden Luftschichten parallel zur Oberseite des Flügels fortspült. Diese Anordnung erfordert zur Ermöglichung ihrer Wirksamkeit zahlreiche, im Innern des Flügels eingebaute glatte Kanäle, die die Festigkeitsteile des Flügels durchbrechen und somit seine Herstellung erschweren und das Gewicht erhöhen. Außerdem wird durch die zahlreichen spitzwinkligen Eintrittsöffnungen der Kanäle im oberen Teile der Flügelnase ein unerwünschtes Abreißen der Luftströmung bei größeren Anstellwinkeln bewirkt.Arrangements are also known in which the front and lower part of the wing is connected by channels to the rear part of the upper side of the wing in such a way that that the air hitting the leading edge of the wing due to its kinetic energy the Flows through channels from front to back. The outlets of these channels are then arranged at such an acute angle to the top of the wing that the air almost emerges tangentially to the top of the wing and thus the swirling layers of air washes away parallel to the top of the wing. This arrangement requires numerous, Smooth channels built into the inside of the wing, which form the strength parts of the wing break through and thus complicate its production and increase the weight. aside from that is through the numerous acute-angled inlet openings of the channels in the upper part the wing nose an undesired break-off of the air flow at larger angles of attack causes.

Die Erfindung besteht in einer Vorrichtung zum Verhindern des Abreißens der Strömung an durch Strömung belasteten Flächen mittels selbsttätiger Absaugung wirbelungsgefährücher Grenzschichten, bei der zur Absaugung der zum Abreißen und Wirbeln neigenden Strömungsschicht die Stellen des strömungsbelasteten Körpers, an dem die Strömung eine Saugwirkung ausübt, durch Kanäle an die Entstehungsstellen wirbelnder Grenz-The invention resides in a device for preventing the flow from stalling on surfaces polluted by currents by means of automatic suction, swirling hazards Boundary layers, where the flow layer tending to tear off and swirl is the points of the flow-loaded Body, on which the flow exerts a suction effect, through channels to the points of origin of swirling border-

schichten derart angeschlossen sind, daß die wirbelnden Grenzschichten nach den Stellen, an denen die Saugwirkung· herrscht, gesaugt werden. Bei umströmten Körpern befinden sich die Stellen größten statischen Unterdrukkes kurz hinter der Vorderkante der Körper und erstrecken sich etwa bis zum größten Querschnitt, während hinter dem größten Querschnitt der Druck wieder zunimmt. Die ίο Druckdifferenz ist durch die Geschwindigkeitszunahme der Strömung vor dem größten Körper querschnitt und die Geschwindigkeitsabnahme hinter diesem Querschnitt bedingt. Dieser Druckunterschied, der eine sehr starke Saugwirkung erzeugt, wird nach der Erfindung für die Absaugung der Grenzschicht wirksam ausgenutzt.layers are connected in such a way that the swirling boundary layers according to the places at which there is suction. When bodies are in flow the places of greatest static underpressure are just behind the front edge of the body and extend approximately to the largest cross section, while behind the largest Cross-section the pressure increases again. The ίο pressure difference is due to the increase in speed the flow in front of the largest body cross-section and the decrease in speed conditional behind this cross-section. This pressure difference, which creates a very strong suction effect, is after the Invention effectively exploited for the suction of the boundary layer.

Die Erfindung ist beispielsweise auf Flugzeugrümpfe und -flügel anwendbar, und zwar kann jeder dieser Teile für sich zwischen Saugstellen und Ablösungsstellen Kanäle enthalten; mit besonderem Vorteile kann die Saugeinrichtung auch so getroffen werden, daß an sich unerwünschte Saugstellen, also beispielsweise Stellen nahe der Rumpfspitze, an Ablösungsstellen der Flügel angeschlossen sind. In diesem Falle braucht die hohe nützliche Saugwirkung oben an der Flügelnase nicht geschwächt zu werden, und die nützliche Absaugung ist gleichzeitig durch eine ihrerseits nützliche Schwächung der Saugwirkung an der Spitze des Rumpfes oder sonstiger, nicht auftrieberzeugender Körperstellen erreicht.The invention is applicable to aircraft fuselages and wings, for example each of these parts can contain channels between suction points and separation points; With particular advantages, the suction device can also be made in such a way that suction points, ie for example, places near the tip of the fuselage, connected to separation points of the wings are. In this case the high suction needs useful at the top of the wing nose not to be weakened, and the useful suction is at the same time by a useful weakening of the Suction at the top of the torso or other non-buoyant parts of the body achieved.

Für Flügel kann andererseits zur Ersparung zusätzlicher Gewichte für Kanalwandungen und zur Erreichung übersichtlicher Bauart der ganze Flügel hohl ausgebildet und mit den Sauglöchern und Absaugungslöchern ausgerüstet sein, oder hierizu dient eine doppelwandige obere Flügelhaut, die einen als Kanal wirkenden Mantelraum bildet.For wings, on the other hand, to save additional weight for duct walls and to achieve a clear design, the whole wing is hollow and with the suction holes and suction holes, or a double-walled one is used for this upper wing skin, which forms a jacket space that acts as a channel.

Für die Absaugelöcher ist noch eine Ausbildung möglich, bei der die Löcher in sehr feiner Verteilung in Gestalt einer luftdurchlässigen (oder wasserdurchlässigen) Haut vorhanden sind, und in gleicher Weise können auch die Sauglöicher als Poren einer durchlässigen Haut vorhanden sein. Hierbei' läßt sich eine außerordentKch gleichmäßige Beseitigung der Ablöisung und der Wirbel erreichen, und auch die Beeinflussung der Unterdruckkurven an den Saugstellen wird besonders gleichmäßig verteilt und wenig störend für die Strömung.For the suction holes, a training is still possible in which the holes in very finely distributed in the form of an air-permeable (or water-permeable) skin are, and in the same way the suction holes as pores of a permeable Skin be present. In this way, an extremely even removal can be achieved the detachment and the vortex, and also influencing the negative pressure curves at the suction points it is distributed particularly evenly and is not very disruptive for the flow.

Die Zeichnung veranschaulicht die Erfindung an einigen Ausführungsbeispielen in vereinfachter Darstellung, und zwar sind Abb. 1 ein rumpf artiger Körper mit Saug- und Absaugeöffnungen, Abb. 2 ein flügelartiger Körper mit gleicher Ausrüstung, Abb. 3 und 4 Dnickverteilungskurven eines Flügels ohne und mit Saug- und Absauigeöffnungen, Abb. 5 Hauptteile eines Flugzeuges mit Flügelabsaugung vom Rumpf her und Abb. 6 und 7 ein flügelartiger Körper mit für die Absaugung doppelwandig ausgebildeter oberer Fläche in Längs- und Querschnitt.The drawing illustrates the invention in a simplified manner using some exemplary embodiments Representation, namely Fig. 1 is a hull-like body with suction and suction openings, Fig. 2 a wing-like body with the same equipment, Figs. 3 and 4 thickness distribution curves of a wing without and with suction and suction openings, Fig. 5 main parts of an aircraft with wing suction from the fuselage and Fig. 6 and 7 a wing-like body with for the suction double-walled upper surface in longitudinal and cross-section.

Nach Abb. 1 weist ein rumpfähnlichier Stromlinienkörper 1 in seinem Vorderteile 2 Saugöffnungen 3 auf, die vermöge des hier durch die Einengung des Strömungsquerschnittes entstehenden Unterdruckes Luft (oder Flüssigkeit) aus dem Innern des Körpers absaugen. Im Beispiel ist der Körper mit wenig schlankem hinterein Teile 4 dargestellt, an dem infolgedessen bei hohen Geschwindigkeiten ein Abreißen der Strömung eintreten kann, und an diesem Teile 4 sind Absaugeöiffnungen 5 vorhanden. Der mittels 8q der vorderen Öffnungen 3 erzeugte Unterdruck im Körperinnenraum führt hierbei zum Absaugen der ablösungs- und wirbelgefährlichen Strömungsteile durch die hinteren Öffnungen 5, so daß selbst bei hohen Geschwindigkeiten der verhältnismäßig kurze Körper ohne starke strömungstechnische Verluste verwendbar wird.According to Fig. 1, a fuselage-like streamlined body 1 has in its front part 2 Suction openings 3, which by virtue of the narrowing of the flow cross-section here sucking air (or liquid) from inside the body. In the example is the body shown with little slender rear part 4, on which as a result at high speeds a break in the flow can occur, and suction openings 5 are provided on this part 4. The 8q the negative pressure generated in the body interior of the front openings 3 leads to suction the flow parts that are dangerous to detach and swirl through the rear openings 5, so that even at high speeds the relatively short body can be used without strong fluidic losses.

Nach Abb. 2 ist die Erfindung auf einen Flügel 6, 7 angewendet, der auf seiner Oberseite Unterdrucke gemäß dem Kurvenbild der Abb. 3 ergibt. Hier bleibt die untere Seite 6 unverändert, während die obere Seite 7 nahe der Nase 2 Säugöffnungen 3 und nahe ihrem hinteren Teile 4 Absaugeöffnungen 5 aufweist. Bei der aus Abb. 3 ersichtlichen Gestalt der Unterdruckkurve herrscht an den vorderen Öffnungen 3 starker Unterdruck, während in allen übrigen Teilen, also schon bald hinter der Profilnase, weniger starker Unterdruck vorhanden ist und demgemäß die Absaugeöffnungen 5 über einen großen Teil der Flügeloberseite verteilt werden können, also überall, wo Ablösungsgefahr für die Strömung besteht. Durch die Absaugeströmung verändert sich nun die Unter druckkurve aus der Gestalt der Abb. 3 zu der Gestalt der Abb. 4; der stärkste Unterdruck ist vermindert, während die weniger starken Unterdrücke über den hinteren Flügelteilen ver- no stärkt sind, und es entsteht so eine sanfter verlaufende Kurve mit entsprechend gleichmäßigerer Strömung und gleichmäßigerer Festigkeitsbeanspruchung des Flügels. Ein Auftriebsverlust entsteht nicht oder nicht in merkbarem Grade, weil der Verlust an Unterdruck über dem vorderen Flügelteile durch entsprechenden Unterdruckgewinn über dem hinteren Flügelteil ausgeglichen wird. Außerdem kann ein steilerer Anstellwinkel mit noch iao besonderer Erhöhung des Auftriebes gewählt werden, weil durch die Absaugung auch beiAccording to Fig. 2, the invention is applied to a wing 6, 7, which is on its upper side Underpressures according to the graph in Fig. 3 results. Here remains the lower one Side 6 unchanged, while the upper side 7 near the nose 2 nursing openings 3 and near has its rear parts 4 suction openings 5. In the one shown in Fig. 3 The shape of the vacuum curve, there is a strong vacuum at the front openings 3, while in all other parts, soon behind the profile nose, less strong Negative pressure is present and accordingly the suction openings 5 over a large part the top of the wing can be distributed, so anywhere where there is a risk of separation for the flow consists. The vacuum curve now changes due to the suction flow the shape of Fig. 3 to the shape of Fig. 4; the strongest negative pressure is reduced, while the less strong negative pressures over the rear wing parts ver no are stronger, and the result is a smoother curve with a correspondingly more even curve Flow and more uniform strength stress on the wing. A loss of lift does not occur or does not occur in noticeable degree because of the loss of negative pressure over the front wing parts corresponding vacuum gain is compensated over the rear wing part. aside from that a steeper angle of attack can be chosen with a special increase in lift because of the suction also with

steileren Anstellwinkeln noch das auftriebsvermindernde Abreißen der Strömung verhütet ist. Soll auch an der Flügelnase eine Verminderung des Unterdruckes nicht zugelassen werden, so kann gemäß Abb. S eine Kombinierung von Saugöffnungen nach Abb. ι und Absaugeöffnungen nach Abb. 2 erfolgen, nämlich indem die Saugöffnungen 3 nahe der Nase 2 eines Rumpfes 1 angebracht sind und durch einen Kanal 8 die Rumpfnase 2 an den Flügel 6, 7 angeschlossen ist, der nun nur die Absaugeöffnungen 5 aufweist.steeper angles of attack prevent the flow from breaking away, which reduces lift is. Should a reduction of the negative pressure also not be permitted at the wing nose can, according to Fig. S, a combination of suction openings according to Fig. ι and Suction openings according to Fig. 2 take place, namely by the suction openings 3 near the Nose 2 of a fuselage 1 are attached and through a channel 8, the fuselage nose 2 is connected to the wing 6, 7, which is now only which has suction openings 5.

Nach Abb. 6 und 7 kann, wo es sich als schwierig erweist, den ganzen Flügel luftdicht auszugestalten, seine Oberseite 7 durch eine Überkleidung 9 doppelwandig ausgebildet werden, so daß ein Mantelraum entsteht, der als Kanal die Saugöffnungen 3 und die Absaugeöffnungen 5 verbindet. Der doppelwandige Raum ist hier in sehr einfacher Weise ausgebildet, indem die innere Wandung 7 als eigentliche Flügelwandung wellblechartig ausgebildet und außen die zweite Wandung 9 glattflächig darübergespannt ist.According to Figs. 6 and 7, where it proves difficult, the entire wing can be airtight to design, its top 7 formed by a cover 9 double-walled be, so that a shell space is created, which as a channel the suction openings 3 and the suction openings 5 connects. The double-walled space is designed here in a very simple manner by the inner wall 7 as The actual wing wall is designed like a corrugated sheet metal and the second wall 9 on the outside is stretched smoothly over it.

Die Sauglöcher 3 und Absaugelöcher 5 können in sämtlichen Fällen sehr fein unterteilt sein, indem sie als Poren luftdurchlässiger oder wasserdurchlässiger Gewebe oder sonstiger Stoffe, die die betreffenden Körperstellen bedecken, in Erscheinung treten. Insbesondere ist dies auch bei der Ausbildung nach Abb. 6 und 7 sehr bequem ausführbar, wo die Außenhaut 9 beispielsweise ein Bespannungsstoff sein kann, der an den nicht für Absaugevorgänge heranzuziehenden Stellen, also außerhalb der Löchergruppe 3 und 5, durch Zellonieraiig oder ähnliche Mittel undurchlässig gemacht ist.The suction holes 3 and 5 suction holes can be subdivided very finely in all cases by using them as pores of air-permeable or water-permeable fabric or other Substances that cover the affected parts of the body appear. In particular this can also be carried out very conveniently in the embodiment according to FIGS. 6 and 7, where the outer skin 9 is, for example, a covering material can be that at the points not to be used for suction processes, i.e. outside of the group of holes 3 and 5, impermeable by cellulose or similar means is made.

Für die Regelung der AbsaugevorgängeFor the regulation of the suction processes

4.0 können ferner Klappen, Schieber oder ähnliche Vorrichtungen zum Öffnen und Schließen der Saugöffnungen oder der Absaugeöffnungen vorgesehen sein.4.0 can also include flaps, slides or similar devices for opening and closing the suction openings or the suction openings may be provided.

Claims

Patent claims:

1. Device for preventing tearing off the flow on surfaces exposed to the flow by means of automatic suction of the boundary layers, thereby 5a characterized in that the points of the flow-loaded body where the Flow exerts a suction effect, swirling through channels to the points of origin Boundary layers are connected.

2. Apparatus according to claim 1, characterized in that the points of origin swirling boundary layers of an aircraft wing (7) through channels (8) at points resulting in suction other part of the aircraft, such as in particular the fuselage (ι), connected are.

3. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the connecting channels (8) at least partially through the space of the hollow body itself and through wall openings are formed at the suction points and at the points to be suctioned off.

4. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the connecting channels are formed by the jacket space of a double-walled boundary surface of the body by z. B. the Body equipped with a corrugated sheet-like wall (7) and over this one the openings containing outer skin (9) is stretched.

1 sheet of drawings

IJEIU.IN. GEDRUCKT IN DERIJEIU.IN. PRINTED IN THE