DE69126542T2

DE69126542T2 - Rückgewinnunganlage der stosswelleenergie eines überschallflugzeuges

Info

Publication number: DE69126542T2
Application number: DE69126542T
Authority: DE
Inventors: Scott Rethorst
Original assignee: VEHICLE RESEARCH CORP
Current assignee: VEHICLE RESEARCH CORP
Priority date: 1990-07-23
Filing date: 1991-07-22
Publication date: 1998-02-12
Anticipated expiration: 2011-07-23
Also published as: EP0594625B1; JPH05509274A; WO1992001602A1; DE69126542D1; EP0594625A1; EP0594625A4

Description

Die Erfindung betrifft Verdichtungswellenenergiesteuerungseinrichtungen für Überschalluftfahrzeuge.
Die US-Patentschrift mit der Nummer 4,483,497 offenbart eine Rohranordnung, die zum Ausstoß eines ebenen Strahls in Richtung des Flughecks mit einer gegenüber derjenigen des Fluges größeren Geschwindigkeit beabstandet unterhalb eines Auftrieb gebenden Tragflügels angeordnet ist. Der von dem Antriebssystem des Luftfahrzeugs bereitgestellte, antreibende Fluidstrahl entspricht ausgeblasener oder abgelassener Luft eines Turbostrahltriebwerks/Turbogebläses, eines ebenen Staustrahltriebwerks oder eines beliebigen Triebwerks, das mit dem Antriebssystem des Luftfahrzeugs kompatibel ist.
Der Spalt zwischen der Tragflügelunterseite und diesem Strahl bildet eine ebene Düse, die bei Überschallgeschwindigkeit die Strömungsgeschwindigkeit bei gleichzeitigem Druckanstieg herabsetzt. Der obere Grenzbereich des Strahl erzeugt eine Reihe von negativen Wirbeln (entgegen dem Uhrzeigersinn), deren Stärke durch das Strahl-/Spalt-Geschwindigkeitsverhältnis bestimmt wird. Der untere Grenzbereich des Strahls erzeugt eine Reihe von positiven Wirbeln (im Uhrzeigersinn), deren Stärke durch das Strahl/Freistrahl-Geschwindigkeitsverhältnis bestimmt ist. Da die spaltförmige Strömungsgeschwindigkeit geringer als die des freien Strahls ist, sind die Wirbel im oberen Grenzbereich stärker, wobei deren überschüssige Stärke die erforderliche negative Zirkulationsreaktion zur positiven Zirkulation erzeugen kann, die von dem Auftrieb gebenden Tragflügel entwickelt wird.
Der Wirkungsgrad der von diesem Unterflügelstrahl bereitgestellten Zirkulationsreaktionseinrichtung kann durch eine verstärkende Umwandlung der restlichen als lineare Geschwindigkeit in Erscheinung tretenden Strahlenergie in eine Rotationsform, das heißt durch Umwandeln des linearen Impulses in einen Drehimpuls, erhöht werden. Dieser umgewandelte Strahl stellt dann einen effektiveren Reflexionsgrenzbereich bereit, um die Energie der Verdichtungswellen unter den Tragflügeln wiederzugewinnen.
In der anschließend zu beschreibenden Einrichtung wird die Wiedergewinnung der von dem Auftrieb gebenden Tragflügel erzeugten Überschallverdichtungswellenenergie durch deren Reflexion an einer passend geneigten, baulichen Oberfläche bewirkt, um Schub und damit nutzbare Leistung zu erzeugen.
Es werden Mittel bereitgestellt, um die Mischung der Oberfläche des ebenen Strahls mit der unterflügeligen Spaltströmung zu steigern und den negativen Drehimpuls oder die Zirkulationsreaktion vorzugsweise in der Tiefe des Tragflügels zu maximieren. Diese Mittel umfassen nicht beschränkend akustische, elektrische, mechanische, Laser- und geometrische Einrichtungen zum Erzeugen von Resonanz zwischen den im oberen Strahlgrenzbereich ausgebildeten Wirbeln, um dadurch den Durchmischungsvorgang und das Wirbelwachstum zu beschleunigen.
Eine solche Verbesserung durch vollständiges Ausnutzen der verfügbaren, restlichen, gleichgerichteten Energie in dem Strahl minimiert sowohl die Masse als auch die Geschwindigkeit des Strahlfluids entsprechend den Erfordernissen des Triebwerks, wobei die benötigte negative, reaktive Zirkulation gemäß den Mindestanforderungen des Antriebssystems erzeugt wird. Darüber hinaus minimiert die reduzierte Massenströmung des Strahls die Eigengröße, das Eigengewicht und den eigenen Luftwiderstand der Rohranordnung unter dem Tragflügel.
Das aufgrund von Durchmischung gesteigerte Wirbelwachstum in dem oberen Grenzbereich führt darüber hinaus die Zirkulationsreaktion in der Tiefe des Tragflügels herbei, wo die größere Wirbelwachstumsrate eine verbesserte asymmetrische Randbedingung bietet, um die Reflexion der Unterflügelverdichtungswelle rückwärts nach hinten zu erhöhen, so daß der auf die nach oben zurückgebogene Tragflügelrückseite wirkende Druck zum Erzeugen von Auftrieb und Schub maximiert wird. Dieses Durchmischen verteilt gleichzeitig den Impuls über eine größere Luftmasse, was einer Form der Strahlvergrößerung entspricht, wobei die Tragflügelrückseite als Strahlvergrößerungsabdeckung dient.
Schließlich vergrößert der durch dieses gesteigerte Durchmischen bereitgestellte, vergrößerte Drehimpuls die induzierte, strömungsrückseitige Geschwindigkeit dieses oberen Wirbelfeldes unter Ausdehnung in die untere Strömung, um die vordere Geschwindigkeitsschwankung zu beseitigen, die in Bezug zur Verdichtung steht, mit der die Strömung unterhalb des Strahl-/Wirbelfeldes aufgrund ihrer nach unten gerichteter Ablenkung beaufschlagt ist. Das ausgebildete, an der Heckseite des Tragflügels auslaufende Strahl-/Wirbelfeld bewegt sich bezüglich der äußeren Strömung im wesentlichen nicht und kann demzufolge keine Wellen ausbilden.
Die angestellten überlegungen zielen darauf ab, die Bildung und Fortpflanzung von Schockwellen zur Erde unter Verursachung eines Überschallknalls zu verhindern.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird eine Verdichtungswellenenergies teuerungseinrichtung für ein mit einem Überschalltragflügel versehenes Luftfahrzeug mit einer einen Strahl abgebenden Düse, die zum Anordnen unterhalb und mit einem Abstand von dem Tragflügel des Luftfahrzeuges eingerichtet ist, so daß eine Druckwelle von dem Tragf lügel abgehalten ist und zwischen der Unterseite des Tragflügels und dem Strahl eine spaltartige Strömung ausgebildet ist, gekennzeichnet durch in der Düse angeordnete Verbesserungsmittel zum Abgeben von Druckimpulsen bei der gleichen oder einer mit der natürlichen Frequenz von in einem oberen Grenzbereich zwischen der spaltartigen Strömung und dem aus der Düse austretenden Strahl erzeugten Grenzbereichswirbel harmonisch verbundenen Frequenz, um eine Rotation von benachbarten Wirbelpaaren in den Grenzbereichswirbel hervorzurufen, um selektiv die Zunahme der Fluidmischung der oberen Grenzbereiche des Strahles zum Erzielen einer asymmetrischen Scherschicht zu erhöhen, bereitgestellt.
Eine Verdichtungswellenenergiesteuerungseinrichtung für ein mit einem Überschalltragflügel versehenes Luftfahrzeug gemäß der vorliegenden Erfindung wird nun anhand von Beispielen mit Bezug zu den beigefügten schematischen Zeichnungen beschrieben, in denen:
Fig. 1a und 1b schematische Darstellungen von Wirbelmustern zeigen, die sowohl durch Unterschall- als auch Überschalltragflügel erzeugt worden sind, was die Gegensätzlichkeit der Zirkulationsreaktionsanforderungen in diesen beiden Flugbereichen unterstreicht.
Fig. 2 zeigt eine Darstellung eines Strömungsfeldes, das durch einen beispielhaften Überschalltragflügel erzeugten wurde, wobei dessen Schockwellen, Ausbreitungswellen und die an deren Schnittbereichen erzeugten Wirbelflächen skizziert sind.
Fig. 3a und 3b zeigen eine Darstellung der für den beispielhaften Tragflügel von Fig. 2 berechneten Nachstromcharakteristiken, die die durch das Schock-/Ausbreitungswellensystem auf die Strömung beaufschlagten Geschwindigkeitsfehlbereiche verdeutlicht, wobei
Fig. 3c eine Tabelle der resultierenden Nachstromzirkulationsreaktionen zum Vergleich mit der positiven Tragflügelzirkulation darstellt, die unter Vorrücken des Tragflügels um eine Einheitsdistanz entwickelt wurde
Fig. 4a zeigt eine schematische Darstellung sowohl der bekannten, schockerzeugenden Überschalleinrichtung als auch der neuen schockfreien Einrichtung unter Verdeutlichung der von den beiden Systemen bereitgestellten Umlenkreaktionen, wobei
Fig. 4b Crocco's Theorem verdeutlicht, welches eine mathematische Erklärung anbietet, wie sich diese Systeme unterscheiden.
Fig. 5 verdeutlicht schematisch die Einrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung, wobei der Tragflügel, die unterflügelige Strahlrohranordnung und der heckseitige Hochgeschwindigkeitsstrahl mit dessen oberen und unteren Wirbelgrenzbereichen gezeigt werden und der obere Strahlgrenzbereich des Wirbelfeldes eine verbesserte Strömungsdurchmischung und Wellenreflexion aufweist.
Fig. 6 zeigt eine Darstellung, die die Randbedingungen der klassischen, wie in den Textbüchern dargestellten Wirbelfläche mit denjenigen der realen Fluidscherschicht gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel vergleicht.
Fig. 7a und 7b zeigen Darstellungen, die die Reflexion der Überschallwellen an einem symmetrischen Strahl gemäß dem Stand der Technik mit derjenigen an einem asymmetrischen Strahl vergleichen, der durch die Wirkungsweise eines realen Fluids unter Verwendung einer akustischen Anregung bereitgestellt wird.
Fig. 8 zeigt eine Übersicht, die die Abhängigkeit der reflektierten Überschallwellenwinkel von der Neigung der reflektierenden Oberfläche verdeutlicht.
Fig. 9 zeigt eine Übersicht, die die ansteigende, für die gesteigerte Durchmischung berechnete Verdichtungswellenreflexion verdeutlicht.
Fig. 10 zeigt eine Übersicht, die die Verformung und Verdichtung eines einer festen Wand benachbarten Wirbels zeigt, und verdeutlicht wie die Wand durch eine Wirbelspiegelung dargestellt werden kann.
Fig. 11 verdeutlicht schematisch, wie eine verformte kreisförmige Düse als Umwandlung einer linearen Überschalldüse dargestellt werden kann.
Fig. 12 zeigt eine zusammenfassende Übersicht, die die Geschwindigkeits- und Druckverteilungen der oberen und unteren Bereiche des verformten Wirbels verdeutlicht.
Fig. 13 zeigt eine mathematische Darstellung der unterflügeligen Überschallwellenverdichtungsreflexion als Summe dreier Termen zusammen mit graphischen Darstellungen, die die Größe dieser Terme als Funktion der Wirkungsparameter zeigen.
Fig. 14a, b, c, d und e zeigen schematische Bilddarstellungen verschiedener elektromechanischer Anregungsmechanismen für den in Fig. 5 durch die Linien 14-14 gezeigten Bereich des unterflügeligen Generators zum Erzeugen einer Resonanz in dem Grenzbereich des Wirbelfeldes, zur Erhöhung der Strömungsdurchmischung und zum Anregen des Wirbelwachstums.
Fig. 15 a, b, g und h stellen schematisch den Wachstumsmechanismus der Überschallwirbel dar und zeigen, wie die durch ein Drucksignal angeregten Wirbel rotieren, sich paarweise anordnen und miteinander zur Steigerung des Wachstums verschmelzen.
Fig. 15a zeigt darüber hinaus einen Empfänger zum Messen der von den Wirbeln hervorgehenden Frequenz und zum Übertragen dieser Daten zur Steuerung der Anregungsfrequenz.
Fig. 16a und 16b stellen die zwei Einrichtungen verdeutlichende Vergleiche dar, wobei der Unterschied zwischen dem negativen Nachstrom der konventionellen, verlustbehafteten, schockerzeugenden Einrichtung und dem positiven Nachstrom der isentropischen, schockfreien Einrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung hervorgehoben wird.
Fig. 17a stellt schematisch das heckseitige Strömungsfeld unterhalb der Einrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung dar, das den heckseitigen, von dem dominanten oberen Wirbelfeld herbeigeführten Abfluß der Strömung (Ausbreitung) zum Beseitigen des dem Wellensystem der konkaven Strahlunterseite zugeordneten, vorderen Strömungsabflusses (Verdichtung) verdeutlicht, wobei ein nach unten gerichteter rotationsfreier Impuls unterhalb der Strahlrohreinrichtung erzeugt wird, die einen Auftrieb ohne Überschallknall erzeugt.
Fig. 17b zeigt eine graphische Darstellung des Bodendruckes für das Schema der Fig. 17a.
Fig. 18a zeigt eine Übersicht, die den schockfreien Mechanismus beim Umwandeln der nach unten gerichteten Impulswirkung eines Überschalltragflügels in ein Unterschallwirbelfeld verdeutlicht.
Fig. 18b zeigt eine graphische Darstellung des Bodendruckes für das Schema 18a.
Fig. 18c zeigt eine Verdeutlichung der mathematischen Umwandlung der Reaktionseinrichtung.
Fig. 19 zeigt eine Profilansicht eines ein unterflügeliges Strahlrohr mit Verbesserungseinrichtungen umfassenden Luftfahrzeugs und verdeutlicht darüber hinaus vordere Welleneinschließungs- und heckseitige Strahldurchmischungsanordnungen zum Minimieren des Luftwellenwiderstandes des Rumpfes.
Fig. 19a, 19b stellen entlang den Linien 19A beziehungsweise 19B aus den Fig. 19a und 19b geschnittene Ansichten dar.
Fig. 20 zeigt eine schematische Darstellung eines asymmetrischen Rumpfes mit einem Schockreflexionsring des Buges, einer Schockwellensteuerungsnasenspitze unter konstruktiv nicht vorgesehenen Bedingungen, einer den Rumpf umfänglich vollständig überragenden Energierückgewinnungs-/Schubschulter und einem heckwärts von dem Reflexionsring ausströmenden Strahlschweif.
Fig. 21 zeigt eine perspektivische Ansicht eines zusammengesetzten Luftfahrzeuges der Jetklasse, wobei sowohl der vordere Rumpfring, das Energieruckgewinnungssystem des Buges, als auch der großspannweitige, mäßig pfeilförmige Tragflügel mit seinem unterflügeligen Strahlrohr zur Rückgewinnung der Tragflügelverdichtungsenergie verdeutlicht wird.
Fig. 21a und 21b sind entlang den Linien 21A beziehungsweise 218 aus der Fig. 21 geschnittene Ansichten.
Fig. 21c stellt eine Vorderansicht des Ausführungsbeispieles von Fig. 21 dar.
Fig. 22, 22a, 22b und 22c sind geschnittene und perspektivische Vorderansichten eines Luftfahrzeuges der Transportklasse, wobei die gleichen Merkmale wie in Fig. 21 verdeutlicht werden.
Fig. 23a stellt einen kegelförmigen Bugschock mit einer eingezogenen Nasenspitze dar.
Fig. 23b stellt die Bugschockbedingung mit ausgefahrener Nasenspitze dar.
Fig. 23c zeigt eine Übersicht, die die Verwendung der ausfahrbaren Nasenspitze zur Steuerung des Abfangens der kegelförmigen Bugschockwelle durch einen vorderen Rumpfbugring unter konstruktiv nicht vorgesehenen Bedingungen verdeutlicht.
Fig. 24, 24a, 24b und 24c zeigen perspektivische, geschnittene und Vorderansichten eines Luftfahrzeuges der Transportklasse, die einen Parasolflügel mit Triebwerken verdeutlichen, die in dem Brennpunkt ihrer nach innen gelenkten Verdichtungswellen angeordnet sind, so daß deren Abgas diese Wellen zurück zu der nach oben gebogenen Rückseite des Tragflügels zur Rückgewinnung von Schub reflektieren kann.

Detaillierte Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels

In den folgenden Absätzen beziehen sich gleiche Bezugszeichen von Figur zu Figur auf gleiche oder ähnliche Gegenstände.
Die an eine Strömung von einem Auftrieb erzeugenden Tragflügel gestellten Grundanforderungen für eine Zirkulationsreaktion zum Genügen der Impulserhaltung sind in den schematischen Wirbelmustern der Fig. 1 für beide Geschwindigkeiten, Unterschall- und Überschallgeschwindigkeit, verdeutlicht. Die gezeigten, unterschiedlichen Reaktionssysteme ergeben sich aufgrund der von der Schallgeschwindigkeit herrührenden Einschränkungen der Druckumwandlung. Bei Unterschallgeschwindigkeit lenkt der Tragflügel anfänglich eine horizontale Strömung nach unten, um über eine positive Zirkulation +Γ&sub1; einen Auftrieb zu erzeugen. Die Erhaltung des Drehimpulses macht dann eine gleiche, gegenwirkende Zirkulation -Γ&sub1; mit entgegengesetztem Vorzeichen erforderlich, die durch den sogenannten Startwirbel -20r dargestellt wird, wobei diese beiden über die Spannweite hinweg verlaufenden Zirkulationen zur Erzeugung eines geschlossenen Wirbelringes durch Wirbelschleppen 22 des Flügelrandes verbunden werden. Wenn der Flügel sich daraufhin nach vorn bewegt, eilt ihm sein eigenes einen vorderen Aufwind erzeugendes Druckfeld voraus, welches der Tragflügel zum Entwickeln der Auftriebskraft nach unten lenkt. Für einen zweidimensionalen Flügel sind die Aufwärtsströmung am vorderen Ende des Flügels und die Abwärtsströmung am heckseitigen Ende des Flügels symmetrisch, so daß kein resultierender Abwind vorhanden ist, wobei der Auftrieb durch die Veränderung des linearen Impulses von der Aufwärtsströmung am vorderen Ende zur heckseitigen Abwärtsströmung erzeugt wird.
Da das Druckfeld wie auch der Grenzwirbel +Γ&sub1; dabei von dem Flügel hinfortgetragen wird, entwickelt sich weder eine neue Zirkulation noch ist irgendeine weitere gegenwirkende Zirkulation erforderlich. Da sich der Tragflügel zu den Positionen 20b und 20c fortbewegt, wird der Wirbelring oder das Rechteck anschließend einfach gestreckt, wobei der anfängliche Startwirbel -Γ&sub1; weit in dem Fluid zurückbleibt. Bei Überschallgeschwindigkeit kann das von der nach oben gerichteten Zirkulation +Γ&sub1; erzeugte Druckfeld dem Tragflügel 23 nicht vorauseilen, der demzufolge die Strömung kontinuierlich von der Horizontalen nach unten lenken muß, um neue positive Zirkulationen +Γ&sub2; und +Γ&sub3; zu erzeugen, sobald sich der Flügel fortbewegt. Die Erhaltung des Drehimpulses erfordert dann andauernde negative Zirkulationsreaktionen -Γ&sub2; und -Γ&sub3;. Daher wirkt die negative Zirkulation -23r der positiven Tragflügelauftriebszirkulation 23 entgegen, die negative gegenwirkende Zirkulation -24r wirkt der positiven Tragflügelauftriebszirkulation 24 entgegen, und die negative entgegenwirkende Zirkulation -25r wirkt der positiven Tragflügelauftriebszirkulation 25 entgegen und so weiter. Der über die Spannweite hinweg verlaufende Auftrieb und die entgegenwirkenden Wirbel werden wiederum durch Wirbelschleppen des Flügelrandes verbunden, wobei sie nun eine Reihe von neuen Wirbelrechtecken erzeugen -- ein neues Rechteck für jede Einheitsdistanz des Vorrückens im Gegensatz zum einfachen Strecken des Originalwirbelrechteckes wie im Unterschallgeschwindigkeitsfall. Das Vorrücken des Tragflügels, die Entwicklung der Zirkulation und die Wirbelreaktionen sind natürlich alle gleichförmig und kontinuierlich. Die zitierten Einheitsmuster des Vorrückens sind rein illustrativ.
In Fig. 2 ist ein flacher, plattenförmiger, eine positive Auftriebszirkulation +ΓW entwickelnder Tragflügel 26 dargestellt, der Schockwellen 271 und 27u an den unteren beziehungsweise oberen Oberflächen des Tragflügels erzeugt. Weiterhin sind von den unteren Tragflügeloberflächen beziehungsweise oberen Tragflügeloberflächen ausgehende Ausbreitungsfächer 281 und 28u gezeigt.
Unterhalb des Tragflügels erzeugen die Schnittbereichselemente 281(1), 281(2) und 281(3) des unteren Ausbreitungsfächers 281 mit den unteren Schockwellen 271 Wirbelflächen 291(1), 291(2) und 291(3), deren andauernden Wirbelfelder alle einen negativen, entgegen dem Uhrzeigersinn drehenden Drehsinn aufweisen.
Oberhalb der Tragflügel erzeugen Schnittbereichselemente 28u(1), 28u(2) und 28u(3) des oberen Ausbreitungsfächers 28u mit der oberen Schockwelle 27u auf gleiche Weise andauernde Wirbelflächen 29u(1), 29u(2) und 29u(3), wobei der Drehsinn dieser Wirbelfelder jedoch jetzt positiv, im Uhrzeigersinn drehend ist.
Der Nachwind 30 ist in Fig. 2 zwischen den unteren und oberen heckseitigen Strömungen der Tragflügelabrißkante 31 gezeigt und erzeugt aufgrund der höheren Geschwindigkeit in der unteren Strömung 321 ein weiteres negatives gegengerichtetes Wirbelfeld 33.
Die Nachstromcharakteristiken des Schock-/Ausbreitungswellensystems von Fig. 2 werden in den Fig. 3a und 3b verdeutlicht. Die Schockwellen 271 und 27u weisen eine einheitliche Stärke auf, bis sie durch die Ausbreitungsfächer 281 und 28u abgefangen werden und die kinetische Energie der Strömung unter Wärmeentwicklung herabsetzen, das heißt unter Auslösen von Fehlbereichen der einheitlichen Geschwindigkeit 341 und 34u und von Temperaturanstiegen 351 und 35u. Beim Abfangen der Schockwellen durch die Ausbreitungsfächer nehmen die Geschwindigkeitsfehlbereiche 341 fortschreitend ab, wobei Geschwindigkeitsveränderungen erzeugt werden, deren Integrale der reaktiven Zirkulation entsprechen.
Daher nimmt der Geschwindigkeitsfehlbereich unterhalb des Tragflügels nach dem Abfangen der Schockwelle durch den Ausbreitungfächer in negativer y- Richtung ab, wobei eine negative Steigung des Geschwindigkeitsprofils erzeugt wird, dessen Integral der erforderlichen negativen Zirkulationsreaktion - Γ&sub1; entspricht. Überraschenderweise zeigen die Rechnungen für den betrachteten beispielhaften Fall, Mach 3, der Tragflügel im Zehngradwinkel zum Anstrom, daß diese negative Zirkulationsreaktion -Γ&sub1; beinahe fünfmal größer ist als diejenige, die zum Ausgleich der positiven, Auftrieb erzeugenden Tragflügelzirkulation +ΓW benötigt wird, was durch deren Zirkulationsflächen angedeutet ist.
Oberhalb des Tragflügels 26 nach dem Abfangen der Schockwellen 27u durch den Ausbreitungsfächer 28u nehmen jedoch die Geschwindigkeitsfehlbereiche 34u fortschreitend in y-Richtung ab, wobei sie eine positive Steigung des Geschwindigkeitsprofils bewirken, dessen Integral einer großen positiven Zirkulationsreaktion +ΓU entspricht, die viermal größer als diejenige der Tragflügelzirkulation +ΓW ist, was wiederum durch deren Fläche angedeutet ist. Dieses Ergebnis erklärt die durch die untere Strömung erzeugte, sogar größere negative Zirkulationsreaktion -Γ&sub1;. Es ist notwendig, diese ungünstige obere Strömungsreaktion sowie die positive Tragflügelzirkulation +ΓW auszugleichen. Unter Berücksichtigung der positiven und negativen Zirkulationen erzeugt dieses beispielhafte System das Achtfache der erforderlichen Reaktionen und vergeudet so das Achtfache der notwendige Energie zum Ausgleich der positiven Tragflügelzirkulation. Die Folge ist der abnormal hohe Wellenwiderstand des schockerzeugenden Reaktionssystems und deutet an, daß der Überschallauftrieb von der unteren Tragflügeloberfläche und nicht von dessen oberer Oberfläche erzeugt werden sollte.
Der berechnete Wert 33 der negativen Zirkulationsreaktionen des Nachwindes -ΓS ist ebenso bekannt. Er ist mit lediglich einem Prozent der Tragflügelzirkulation +ΓW gering.
Die Zirkulationsreaktionen der von einem Auftrieb erzeugenden Tragflügel entwickelten positiven Zirkulation ΓW bei Unterschall- und Überschallgeschwindigkeit werden durch freie Wirbel in der Strömung erzeugt. Bei Unterschallgeschwindigkeit wird der einmalige Startwirbel durch die Tragflügelabrißkante 31 erzeugt. Bei Überschallgeschwindigkeit bildet ein Tragflügel in einer einheitlichen Energieströmung 35, wie in den Fig. 2 und 3 verdeutlicht und in den Fig. 4a und 4b zusammengefaßt ist, Schnittbereiche der verlustbehafteten Schockwellen 271 und 27u mit den Ausbreitungsfächern 28l und 28u aus, um kontinuierliche freie Wirbelfelder in beiden Richtungen, positiver und negativer, wie oben gezeigt, anzulegen, wobei die resultierende andauernde Zirkulationsreaktion erzeugt wird, die zum Ausgleich der kontinuierlichen Erzeugung der positiven Tragflügelzirkulation erforderlich ist. Die neue variable Energiezirkulationsreaktionseinrichtung verwendet die resultierende Energie des Antriebssystems, um einen Strahlrohrstrahl 36 mit höherer Geschwindigkeit und somit dieses erforderliche andauernde freie Wirbelfeld 37 in dem Grenzbereich zwischen dem freien Strahl 35 und dem Strahlrohrstrahl 36 zu erzeugen.
Die Unterscheidung zwischen diesen zwei Zirkulationsreaktionseinrichtungen wird unter Vereinigung der Erhaltungssätze der Massen, des Impulses und Energie in einer einzigen Gleichung verdeutlicht, die als Crocco's Theorem 38 bekannt ist. Dabei ist:
T = Temperatur
s = Entropie
q = Geschwindigkeit
h = Enthalpie
Dieser dreitermige Ausdruck verdeutlicht die zwei und ausschließlich zwei möglichen Überschallzirkulationsreaktionseinrichtungen. Bei dem betrachteten zweidimensionalen Tragflügel entspricht der zweite Term 38b dieser Gleichung dem vertikalen Gradient der Rotationsenergie, die durch Auftrieb des Flügels beim Umlenken der Strömung nach unten erzeugt wird. Bei einer einheitlichen Energieströmung 35 ist der den vertikalen Gradienten der konstanten totalen Enthalpie darstellende dritte Term 38c gleich null, so daß die Zirkulationsreaktion, wie von der übrigbleibenden Gleichung mit zwei Termen verdeutlicht wird, durch den ersten die Energiedämpfung des Schockwellensystems 27 darstellenden Term 38a bereitgestellt wird. Die Miteinbeziehung des energieangereicherten Unterflügelstrahls 36 erzeugt jedoch einen nicht einheitlichen vertikalen Enthalpiegradienten und so einen nicht verschwindenden Rechtehandterm 38c, der die Gleichung ohne einen Beitrag des schockverlustbehafteten ersten Terms 38a ausgleichen kann, wobei eine schockfreie Zirkulationsreaktion erreicht wird.
Diese schockfreie Zirkulationsreaktionseinrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 5 dargestellt, die eine Querschnittsansicht eines geformten Tragflügels 39 mit einer flachen oberen Oberfläche 39u und einer in beiden ihrer Abschnitte, dem vorderen 39f und dem hinteren 39b, leicht konkav nach unten gekrümmten, unteren Oberfläche verdeutlicht, die durch einen konvexen Mittenabschnitt 39c verbunden sind, wobei alle zusammen den oberen Abschnitt einer Überschallduse umfassen. Eine einen ebenen Hochgeschwindigkeitsstrahl 36 in Heckrichtung ausstoßende Rohranordnung 40 ist unterhalb des Flügels befestigt, die an ihren unteren und oberen Strahlgrenzbereichen Wirbelfelder 371 beziehungsweise 37u erzeugt. Wirbelwachstumseinrichtungen 41 sind in die obere Oberfläche der Rohranordnung 40 eingegliedert, um die selektive Durchmischung der Wirbel des oberen Strahlgrenzbereiches 37u des Strahls 36 mit der spaltförmigen Strömung 42 zu steigern, wobei das gezeigte größere obere Wirbelfeld 37u erzeugt wird.
Der planare Hochgeschwindigkeitsstrahl 36 umfaßt ein energieangereichertes Fluid wie beispielsweise ein Abgas oder Triebwerksabzapfluft, das durch das Antriebssystem bereitgestellt wird. Dieses Fluid kann über die Spannweite hinweg vom Antriebssystem über die Flügeleintrittskante unter Bereitstellung thermischer Enteisung und/oder den vorderen ausgefüllten Abschnitt 40c der unterflügeligen Rohranordnung 40 geführt werden.
Das vergrößerte Wachstum des Wirbelfeldes 37u des oberen Grenzbereiches stellt ein kritisches Merkmal der vorliegenden Erfindung dar. Erstens ist das Wirbelfeld aufgrund seiner Erzeugung in der Flügeltiefe, wo die langsamere unterflügelige, spaltförmige Strömung ein größeres Geschwindigkeitsdifferential erzeugt, mit einer vergrößerten Stärke ausgestattet. Die verringerte Geschwindigkeit der spaltförmigen Strömung 42 stellt den Antrieb dieses Mechanismus dar und ist ausschließlich in der Flügeltiefe verfügbar. Heckseitig des Flügels wird der Strahl an seinen beiden Grenzbereichen durch den Freistrahl begrenzt, so daß die Wirbelstärke auf beiden Seiten die gleiche ist, das heißt daß der Anstieg der Zirkulationsreaktionsstärke auf seiner oberen Seite verschwinden wird. Zweitens wandelt dessen gesteigerte Durchmischung mit der spaltförmigen Strömung einen größeren Anteil der resultierenden linearen Strahlenergie in eine Rotationsform um. Diese beiden Einrichtungen nutzen darüber hinaus die zur Verfügung stehende resultierende Strahlenergie effektiver und erzeugen mehr von der erforderlichen negativen Zirkulationsreaktion, als dies sonst der Fall wäre.
Die Vorteile dieser verbesserten Wirbelstruktur werden auf verschiedene Art und Weise offenkundig. Erstens stellt sie für die Unterflügelströmung eine verbesserte Randbedingung bereit. Ein vergrößertes oberes Wirbelfeld 37u dient als effizienteres pneumatisches Schild beim Reflektieren eines größeren Anteils der verdichtungswellen 43, die durch die vorne konkav herunter und hinten nach oben gekrümmte Flügelunterseite 39f erzeugt wurden, um den Druck auf die Flügelrückseite 39b zu erhöhen, wobei eine Schubkomponente aufgrund seines Umlenkens nach oben erzeugt wird. Gemäß eines weiteren Gesichtspunktes wird die spaltförmige Strömung 42 durch das Wirbelwachstum auf einen Kanal mit geringerem Querschnitt begrenzt, wobei ein höherer an der Flügelabrißkante 31 andauernder Druck erzeugt wird. Zweitens verteilt die verbesserte Durchmischung die restliche Strahlenergie über eine größere Luftmasse, was eine Form der Strahlvergrößerung bereitstellt, um die Antriebseffizienz des Unterflügelstrahls zu verstärken, wobei die nach oben zurückgebogene Tragflügelrückseite 39b als Strahlenschubvergrößerer wirkt. Drittens erstreckt sich das unterflügelige Strahl-/Wirbelfeld bis weit ins Heckseitige des Tragflügels hinein, wobei eine längere effektive Tragflügeltiefe bereitgestellt wird, um die Auftriebseffizienz zu verbessern.
Das Wirbelwachstum verstärkt die Wellenreflexion 44, indem es eine auseinanderweichende obere Grenzfläche 37b mit gegenüber dem klassischen Grenzbereich verbesserter Reflexion bereitstellt. Eine Wellenreflexion an einer freien Oberfläche oder Wirbelfläche wird normalerweise durch klassische Randbedingungen beschrieben, die den Grenzbereich mit einer verschwindend kleinen Dicke beschreiben, wobei die Drücke 50c und Strömungsrichtungen 51c auf beiden Seiten der Fläche die gleichen sind, wie in dem oberen Abschnitt der Fig. 6 gezeigt ist. Mit einer gesteigerten Durchmischung wachsen die Wirbel oder kleinen Wirbel schnell in Richtung der Strömung auf eine endliche Ausdehnung an, wobei sie einen Querdruckgradienten Sorf durch Wirbelverformung aufrechterhalten und Strömungen auf ihren beiden Seiten erzeugen, die in der im unteren Abschnitt der Fig. 6 gezeigten Richtung auseinanderweichen 51rf. Diese Randbedingungen des realen Fluids erhöhen die Reflexion und somit die Rückgewinnung der Flügelverdichtungsenergie, was keinen Widerspruch zu der erhöhten negativen Zirkulationsreaktion der größeren Wirbel darstellt.
Der untere Flügelstrahl wird für diese zwei Randbedingungen mit beispielhaften Wellenmustern gezeigt, die die größere reine Reflexion des asymmetrischen Strahls verdeutlichen:
Fall 1 - klassische Randbedingungen - symmetrischer Strahl
Fall 2 - Randbedingungen für reale Fluide - asymmetrischer Strahl
Im Fall 1 wird ein Beispiel mit angemessener Strahlgeschwindigkeit vorgestellt, die dem Doppelten der Fluggeschwindigkeit entspricht. Die durch die untere Oberfläche des vorderen Tragflügels 39f erzeugte Verdichtungswelle 43 trifft mit der oberen Oberfläche 37u des Unterflügelstrahls 36 zusammen. Ein Drittel der Welle wird von diesem klassischen symmetrischen Strahl 36c als eine Verdichtungswelle 44cr nach oben reflektiert, zwei Drittel werden nach unten in den Strahl hinein als Verdichtungswelle 44ct mit einem aufgrund seiner höheren Machzahl geringeren Neigungswinkel befördert. Beim Zusammentreffen mit der unteren Oberfläche 371 des Unterflügelstrahls 36, die aufgrund des geringeren Geschwindigkeitsunterschiedes entlang ihrer Oberfläche einen schwächeren Grenzbereich darstellt, wird lediglich ein Fünftel der Welle und dieses Mal als gestrichelt gezeigte Ausbreitungswelle 44cre reflektiert.
Diese Welle setzt sich nach oben hin fort, trifft wiederum auf den stärkeren oberen Grenzbereich 37u, wo wie vorher ein Drittel reflektiert und zwei Drittel hindurchgelassen werden. Die schließlich nach oben hin durchgelassene Welle stellt eine Ausbreitung mit einer Stärke dar, die das Produkt ihres Vorläufers oder ungefähr ein Zehntel davon ist, wobei ein Drittel der anfänglichen Verdichtungsreaktion abgezogen wird.
Im Fall 2 ist der gleiche Mechanismus anwendbar. Die realen Fluidrandbedingungen des asymmetrischen Strahles erzeugen jedoch beim gleichen Beispiel, in dem der Strahl die doppelte Geschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit aufweist, eine anfängliche Reflexion von zwei Dritteln und eine darauffolgende, fast vernachlässigbare nach oben geführte Ausbreitung von einem Fünfundvierzigstel bereit. Der asymmetrische Strahl 36rf des realen Fluids gewinnt auf zwei Arten, erstens durch eine größere anfängliche Reflexion und zweitens durch eine geringere nachfolgende Ausbreitung.
Der Mechanismus der Strömungsdivergenz aufgrund des Anwachsens der Durchmischungsschicht und der Neigung des Grenzbereiches des realen Fluids ist in Fig. 8 dargestellt, wo eine mit einem Winkel µ einfallende Machwelle 54 und eine mit einem Winkel β einfallende schwache Verdichtungswelle 56 gezeigt sind. Die Strömung u dreht sich beim Durchqueren der schwachen Verdichtungswelle um einen Winkel Θ&sub1;. Die Winkel der ausfallenden reflektierten Welle sind in Abhängigkeit der Neigung der reflektierenden Oberfläche gezeigt. Für eine im gleichen Winkel Θ&sub1; wie die Strömung u geneigte Oberfläche wird die Welle überhaupt nicht reflektiert, sondern "absorbiert" oder, wie man sagt, als Machwelle β&sub1; reflektiert. Wenn die Oberfläche nicht geneigt ist, als Θ&sub2; dargestellt, wird die schwache Verdichtungswelle mit einem dem Einfallswinkel ß ähnlichem Winkel β&sub2; reflektiert. Eine wie beispielsweise mit einem dargestellten Winkel β&sub3; nach oben geneigte Oberfläche, die von einem divergierenden asymmetrischen Strahl eines realen Fluids bereitgestellt wird, reflektiert unter einem vergrößerten Winkel β&sub3; und dreht oder lenkt die Strömung u mit einem zugeordneten Winkel β&sub3; und einem proportionalen Druckanstieg nach oben. Dieser Druckanstieg leitet darüber hinaus den unterflügeligen Wirbelschweif mit einer größeren Ausbreitung nach unten, wobei er den nach unten gerichteten Impuls erhöht, mit dem die untere Strömung beaufschlagt ist.
Dieser auf die Wirbelausbreitung zurückzuführende Druckanstieg ist in der Übersicht von Fig. 9 gezeigt, die eine Darstellung des Reflexionskoeffizienten R in Abhängigkeit des dynamischen Druckverhaltnisses λ der zwei Strahlen ist. In dieser Darstellung, die lediglich die Strömungsausbreitung unter der Randbedingung eines realen Fluids 51rf betrachtet, stellt der Parameter κ das Verhältnis des Wirbelausbreitungswinkels Θ zu dem nach unten gerichteten Winkel der unteren Oberfläche des vorderen Tragflügels 39f dar. Die Darstellung zeigt, daß bei einem Einheitswert dieses Verhältnisses κ, bei dem die Steigung der unteren Oberfläche dem Wirbelausbreitungswinkel gleicht, und bei einem dynamischen Druckverhältnis λ von 1,85 die Reflexion um einen Faktor 3 über dem Wert der klassischen Randbedingung liegt.
Der Reflexionsanstieg aufgrund der Möglichkeit der Scherschicht des realen Fluids 36rf, einen Druckgradienten aufrechtzuerhalten, ist wie in Fig. 10 dargestellt von der Wirbelverformung abhängig. In dieser aus einem Standardtextbuch übernommenen Figur wird ein Wirbel 80 in Nachbarschaft einer festen Wandung 82 gezeigt, an der der Wirbel verformt wird und an seiner der Wand benachbarten Seite 80a eine größere Ausdehnung aufweist. Diese größere Verformung verringert die Radien der Krümmung 84 der rotierenden Strömung in dem verdichteten Bereich, wobei die Zentrifugalkraft ansteigt, was durch einen größeren Druckgradient ausgeglichen wird. Fig. 10 verdeutlicht darüber hinaus, daß die feste Wandung 82 durch einen spiegelbildlichen Wirbel 86 ersetzt werden kann, um die Berechnung des Strömungsfeldes zu vereinfachen.
Der Druckgradientmechanismus in einem verformten Wirbel 80 ist weiterhin in Fig. 11 verdeutlicht, die dessen Übereinstimmun mit einer konventionellen Überschalldüse darstellt. In dieser Fig. wird eine lineare Überschalldüse 82 gezeigt, wobei die Strömung in dessen Einschnürung O-A verdichtet wird und ein Druckanstieg mit einem zugeordneten Geschwindigkeitsabfall erzeugt wird. Wenn diese Düse 82 umfänglich um ihre Mitte O von einer zirkulare Düse 80 wie angedeutet umfaßt ware, würde die Umwandlung der beschriebenen, verformten zirkularen Düse 80 entsprechen.
Die Wirbelverformungseffekte werden in Fig. 12 verdeutlicht. Die obere Skizze zeigt den verformten Wirbel 80 zusammen mit einer Darstellung seiner vertikalen Geschwindigkeitsabweichungen 90 und seines Druckes 92. Die mittlere Darstellung verdeutlicht die Geschwindigkeitsverteilungen der oberen 80u und unteren 801 Bereiche des Wirbels 80. Die untere Darstellung stellt auf ähnliche Art und Weise die Druckverteilungen der zwei Bereiche 80u und 80l dar.
Die zwei weiteren von den Randbedingungen des realen Fluids herrührenden Reflexionsfaktoren, Wirbelausbreitung und Wirbelverformung, können quantitativ durch Ableiten einer mathematischen Darstellung untersucht werden, die auf dem Einsetzen des Strömungspotentials in diese neuen Randbedingungen und auf dem Lösen der sich ergebenden Reflexion basiert.
Solch eine Ableitung führt, wie in Fig. 13 gezeigt, zu einem neuen allgemeinen Reflexionskoeffizienten R, die die Reflexion von der Scherschicht eines realen Fluids als Funktion der geometrischen und Strömungs-Variablen darstellt, wobei diese Reflexion als Summe von drei Termen ausgedrückt ist, nämlich:
klassisch 102 - entspricht dem Effekt einer idealisierten Schicht mit verschwindender Dicke
Druckgradient 104 - entspricht dem Effekt der verformten Wirbel des realen Fluids
Ausbreitung 106 - entspricht dem Effekt der aufgrund des Wirbelwachstums divergierenden Oberfläche
Zusätzlich zu dem klassischen Term 102 erscheinen nun zwei neue Terme "Druckgradient 104" und "Ausbreitung 106", einer für jede Randbedingung des realen Fluids, Druck 50rf und Strömungsrichtung 51rf. Die Faktoren in dieser Gleichung sind wie folgt definiert:
Die Ausbreitung oder der Wirbelwachstumsterm 106 ist lediglich von den Winkeln α und θ und dem dynamischen Druckverhältnis λ abhängig. Der nach unten gerichtete Unterflügelwinkel ist negativ, so daß der Beitrag des Ausbreitungsdruckes positiv ist. Dessen Druckanstieg wird, wie in Fig. 8 vorweg gezeigt, hauptsächlich durch Umleiten der Strömung aufgrund des nach oben gebogenen Grenzbereiches erreicht.
Der Druckgradientterm 104 ist hauptsächlich von der Druckdifferenz δ zwischen der unterflügeligen spaltförmigen Strömung Mspait und des äußeren Freistrahls M∞ abhängig, was dem vertikalen Druckgradienten P∞ - PSpalt über die zur Wirbelverformung führenden Scherschicht hinweg entspricht. Dieser Druckgradient wird durch die interne Wirbelstruktur aufrechterhalten, die die Zentrifugalkraft innerhalb des verformten Wirbels durch den Druckgradient ausgleicht. In einem genauen Modell tritt der Gradient mit beiden, vertikalen und horizontalen, Komponenten in Strahlrichtung oder in einer geneigten Ebene des unterflügeligen Wirbelschweifes in Erscheinung. Die horizontale Komponente befördert den Druck heckwärts, wodurch eine größere effektive Flügeltiefe erzeugt wird.
Die Darstellungen des unteren Abschnittes von Fig. 13 verdeutlichen die Abhängigkeit des Reflexionskoeffizienten R von seinen drei Termen. Der klassische Term 102 ist in standardmäßigen Textbüchern dargestellt und sorgt lediglich für eine mäßige Reflexion. Die Terme Druckgradient 104 und Ausbreitung 106 sind die gemäß der vorliegenden Erfindung bereitgestellten Beiträge der Randbedingungen des realen Fluids. Diese Beiträge erweisen sich für angemessene Werte der aufgeführten Parameter als beträchtlich größer als derjenige des klassischen Terms 102, was die von der neuen schockfreien erfindungsgemäßen Überschalleinrichtung erreichten, hauptsächlichen Leistungsfähigkeitssteigerungen verdeutlicht.
Die Verbesserungseinrichtungen gemäß der vorliegenden Erfindung basieren auf dem Beaufschlagen der Strömung mit Druckimpulsen mit einer auf die natürliche Frequenz der Wirbelbildung an den Strahlgrenzbereichen abgestimmten Frequenz. Die Anregungsfrequenz kann die gleiche wie die natürliche Frequenz oder eine harmonische Oberschwingung davon sein. Die Anregungseinrichtungen können akustisch, elektrisch, mechanisch, geometrisch, Lasereinrichtungen oder andere Schwingungsmittel sein, beispielsweise, um eine Druckschwankung in die Strömung hinein abzugeben, so daß eine Resonanz in der Grenzfläche der Wirbel erzeugt wird, wodurch eine instabile innere Struktur geschaffen wird, um die Wirbel zum Verschmelzen, sich Paaren und schnellen Anwachsen in Richtung des Strahls zu veranlassen. Fig. 14 verdeutlicht mehrere mögliche elektromechanische Mechanismen zur Erzeugung dieser Anregungspulse.
Fig. 14a verdeutlicht einen in die Deckwandung einer Einschnürungsanordnung 142 eingebauten Pulsmechanismus 140, um mit einem Kolben einen nach unten gerichteten Druckimpuls in die innere Strömung der Anordnung hinein abzugeben. Fig. 14c verfügt zum Schlagen einer flexiblen Membran 144 über einen ähnlichen innen befestigten Kolben 140. Fig. 14b zeigt einen ähnlich angeordneten Pulsmechanismus 140, der jedoch zum Abgeben des Pulses in Heckrichtung ausgerichtet ist. Fig. 14d verdeutlicht einen Anregungsmechanismus 140 zum Abgeben eines Pulses in die spaltförmige Strömung 42 oberhalb der Anordnung. Fig. 14e verdeutlicht eine gestufte obere Innenoberfläche 148 in der Duse, um eine Wirbelbewegung selektiv durch lokale Trennung in der oberen Oberflächenscherschicht zu erzeugen.
Akustische Anregungsmechanismen können ebenso in der Anordnung an ähnlichen Orten bereitgestellt werden, vor allem in dem oberen Abschnitt der planaren Düse 40, um den Strahlrohrstrahl 36 selektiv auf seiner oberen Grenzfläche 37u anzuregen.
Eine Nut 146 in der oberen Wandung der Anordnung 40 würde ebenso als Anregungsmechanismus dienen und würde den Vorteil einer passiven, wie eine Pfeife arbeitenden Struktur aufweisen. Eine variable Breite der Nut könnte der Frequenzkontrolle dienen.
Der Anregungsmechanismus könnte ebenso auf der vorderen unterflügeligen Oberfläche 39f vor dem Verdichtungsfeld angeordnet sein, so daß dessen Anregungspulse in dem oberen Strahlgrenzbereich zusammen mit den Verdichtungswellen 43 zur Steigerung des Wirbelwachstums wechselwirken.
Die Fig. 15a bis h verdeutlichen schematisch die von dem offenbarten Anregungsmechanismus bereitgestellte paarende Eigenschaft der Wirbel. In dieser Skizze sind die in dem oberen Strahlgrenzbereich 37u zwischen der unterflügeligen, spaltförmigen Strömung 42 und der Strahlströmung 36 ausgebildeten Wirbel der Reihe nach, so wie sie aus der Düse 40 hervorgehen, numeriert. Die Anregungseinrichtungen 41 geben dann Druckimpulse mit der gleichen Rate ab, das heißt mit der gleichen Frequenz oder einem harmonischen Oberton davon, um jeden anderen Wirbel zu unterdrücken, wobei sie zum Erzeugen einer Rotation des Wirbelpaares zwischen Überdruck und Unterdruck hin- und herwechseln. Da aufeinanderfolgende Wirbelpaare hervorgehen, führt die andauernde Rotation der Wirbel zu deren Paarung und zur Erzeugung einer über den Strahl hinweg anwachsenden Struktur. Von einem anderen Gesichtspunkt aus betrachtet, verursachen die Anregungseinrichtungen in der Düse 40, daß der Strahl 36 mit einem sich abwechselnden Unterdruck und Überdruck hervortritt, was bei geeigneter harmonischer Aneinanderreihung den beschriebenen Wirbelrotations- und Paarungsmechanismus erzeugt.
Der Empfänger 54 könnte strömungsrückseitig von der Strahlrohrdüse, beispielsweise wie in Fig. 5 gezeigt, auf der unteren Flügeloberfläche angeordnet sein, um die Frequenz der Grenzflächenwirbel zu erfassen und diese Daten zur Steuerung der Frequenz der Anregungseinrichtung 41 zu übertragen.
Die zwei Zirkulationsreaktionssysteme -- schockerzeugend und schockfrei gesteigert -- werden in Fig. 16 verglichen. Das schockerzeugende System von Fig. 16a weist einen negativen Nachstrom 34m auf, das schockfreie System von Fig. 16b verfügt über einen positiven Nachstrom 34p. Das schockerzeugende System erzeugt gegensätzliche positive und negative Zirkulationsreaktionen, deren Wirkungen sich unter Einbeziehung mehrmaliger Energieverluste kreuzen, was zur Erzeugung einer am Ende negativen Zirkulationsreaktion zum Ausgleich der positiven Tragflügelzirkulation +ΓW erforderlich ist. Dieser Energieverlust ist besonders bezüglich der Leistung schwerwiegend, da er sich aus der Strömung zum Preis eines Wellenluftwiderstandes ableitet.
Das schockfreie System verfügt abweichend über einen positiven Nachstrom 34p, der nichtsdestotrotz eine negative Steigung seines Geschwindigkeitsprofils aufweist, dessen Integral die erforderliche negative Zirkulationsreaktion -Γr darstellt. Darüber hinaus wird durch die Verwendung einer flachen oberen Tragflügeloberfläche 39u eine Auftriebserzeugung vermieden, die eine gegensätzliche Reaktion erzeugen würde. Das System verwendet dabei ein Minimum an Energie, um ausschließlich die negative Zirkulationsreaktion -Γ&sub1; zu erzeugen, die in der unteren spaltförmigen Tragflügelströmung aufgrund des unteren Grenzbereiches des Strahls getrennt von einer kleinen positiven Reaktion +Γb erforderlich ist. Darüber hinaus wird die negative Zirkulationsreaktion, die von dieser positiven Nachströmung bereitgestellt wird, durch resultierende Energie des Antriebssystems ohne widrigen Einfluß auf die Leistungsfähigkeit bewirkt.
Das oben beschriebene verbesserte, schockfreie System ist darauf ausgerichtet, Verbesserungseinrichtungen anzuwenden, um die Umwandlung von restlicher, linearer Strahlenergie in eine Rotationsform über die ganze Tragflügeltiefe hinweg zu erzwingen. Ein solches Bereitstellen einer vollständig negativen Zirkulationsreaktion führt, wie in den oberen Abschnitten aufgeführt ist, zur Rückgewinnung der unterflügeligen Verdichtungsenergie als ansteigender Druck auf der Tragflügelrückseite.
Die Strahl/Wirbelfeldzusammenstellung ragt, wie in den Fig. 17a und 17b gezeigt ist, heckseitig weit über den Flügel hinaus und wird durch den Unterflügeldruck nach unten umgelenkt, wobei sie innerhalb des von der Tragflügelabrißkante sich erstreckenden Machkeils verbleibt. Anschließend wird diese Zusammenstellung allmählich durch den unteren Freistrahl in die Horizontale umgelenkt, wobei eine viel größere effektive Flügeltiefe bereitgestellt wird, um den nach unten gerichteten Impuls über eine vergrößerte Luftmasse zur Verbesserung des resultierenden Wirkungsgrades zu verteilen.
In dem vorderen dem unterflügeligen Auftriebsdruck ausgesetzten Bereich würde eine nach unten gerichtete Ablenkung der Wirbelzusammenstellung wahrscheinlich Verdichtungswellen 150 mit einer vorderen Geschwindigkeitsstörung (Verdichtung) 152 erzeugen, so lange die Zusammenstellung wie in Fig. 17 gezeigt innerhalb des Machkeils des Tragflügels verbleibt. Diese Verdichtungswellen würden sich normalerweise zu einer starken Schockwelle vereinigen, die sich bis zum Erdboden erstreckt und einen Überschallknall verursacht. Mit der durch die negative Strahlrohrwirbelzirkulationsreaktion ausgeglichenen positiven Tragflügelzirkulation können weitere negative Zirkulationen, beispielsweise solche, die durch Schockwellen erzeugt würden, nicht in der Strömung entstehen. Daher ist die Erzeugung weiterer Schockwellen in der Strömung unter dieser Zusammenstellung nicht möglich.
Die Antwort auf dieses Paradoxon ist in dieser Fig. verdeutlicht, die zeigt, daß die induzierte heckseitige Geschwindigkeit (Ausbreitung) 154 der dominanten oberen Grenzflächenwirbel 37u die vordere den Verdichtungswellen 150 zuzuordnende Geschwindigkeitsstörung 152 beseitigt, wobei ein rotationsfreier nach unten gerichteter Impuls zum Bereitstellen eines Auftriebes erzeugt wird, ohne den Verdichtungswellen zu erlauben, sich zu einer Schockwelle zu vereinigen. Daher erstreckt sich keine Schockwelle bis zum Erdboden, um einen Überschallknall zu verursachen. Stattdessen tritt das Gewicht des Luftfahrzeuges auf dem Erdboden als ein langer, gleichmäßiger, schwacher Fußabdrucksdruck 156 in Erscheinung, der heckseitig weit über den Tragflügel hinausragt.
Fig. 18 verdeutlicht eine abweichende Sichtweise, die den Mechanismus der Strahlwirbelschweifzusammenstellung des heckseitigen Bereiches unterhalb des Flügels betrachtet. Wie in dieser Fig. gezeigt ist, verläuft die Wirbelschweifzusammenstellung 37u heckseitig vom Flügel zum Erzeugen von Schub mit einem Geschwindigkeitsinkrement, weist jedoch nach weitgehender Durchmischung, wie gezeigt, lediglich eine mäßige Restgeschwindigkeit auf. Daher verbleibt der Schweif nach dem Verlaufen im wesentlichen horizontal bewegungslos, das heißt er wird beimvorbeiziehen des Tragflügels lediglich abgelegt. Zwar würde er, wenn er am Tragflügel befestigt wäre, eine hohe Geschwindigkeit bezüglich des äußeren Strahles aufweisen. Er ist jedoch nicht an dem Tragflügel befestigt und verbleibt im wesentlichen bewegungslos bezüglich der äußeren Luft, in der er verläuft. Daher erzeugt dieser Schweif keine Wellen.
In gewisser Hinsicht wandelt der Mechanismus daher einen Überschalltragflügel in ein Unterschallwirbelfeld mit einer effektiven Machzahl, 160, von null um. Der Wirbelschweif 37u wird durch den Unterflügeldruck nach unten abgeleitet und wird anschließend das äußere Fluid nach unten drücken. Auf diese Weise wird die untere Luft unter Auftriebserzeugung mit einem nach unten gerichteten Impuls beaufschlagt, wobei jedoch keine einem Drehimpuls zuzuordnende Wellen erzeugt werden.
Wiederum verteilt dieses Modell den nach unten gerichteten Impuls über eine viel größere effektive Flügeltiefe 162, die dann den dem Gewicht des Luftfahrzeuges entsprechenden Druck gleichmäßig über einen viel größeren Fußabdruck 156 auf den Böden ohne Überschallknall verteilt.
Zusammenfassend läßt sich feststellen, daß die oben beschriebene Energierückgewinnungseinrichtung drei unten aufgestellte Mechanismen bereitstellt, die in synergistischer Art und Weise wirken, um den Druck auf die nach oben gebogene Tragflügelrückseite zu erhöhen und so Schub und nutzbare Leistung zu erhalten, so daß die Effektivität des Luftfahrzeuges verbessert wird:
. unterflügelige Reflexion der Verdichtungswellen gewinnt aus der Wellenverdichtung nutzbare Leistung, diese zurückgewonnene Energie tritt als Druck auf der Flügelrückseite in Erscheinung
. Strahlvergrößerung verteilt den linearen Impuls des Strahls über eine vergrößerte Luftmasse dieses Vermischen wandelt den linearen Impuls in eine Rotationsform um die verringerte durchmischte Strahlgeschwindigkeit erhöht den Druck auf der Flügelrückseite
. Strahlschweif erhöhter spaltförmiger Unterflügeldruck neigt die Scherschicht nach unten, verdichtet und verformt die Wirbel der Scherschicht verformte innere Wirbelstruktur hält einen Druckgradient aufrecht dieser Gradient verfügt über vertikale und horizontale Komponenten verteilt den Auftriebsimpuls über eine größere effektive Tragflügeltiefe, bewirkt einen vergrößerten Druck auf der Flügelrückseite
Der Wellenluftwiderstand des Rumpfes kann ebenso durch die Anwendung der beschriebenen Reflexionsprinzipien gemildert werden. Fig. 19 verdeutlicht ein vereinigtes Strahlenluftfahrzeug mit einem über dem vorderen Rumpf befestigten Aufsatz oder einer Strahlrohranordnung 170, die die nach oben ausgerichtete Rumpfbugwelle zurück nach unten umlenkt, um einen erhöhten Druck und Schub auf der heckseitigen Seite des beulenartigen Bereichs 172 auf der oberen Oberfläche des Rumpfes zu erzeugen, wodurch sonst vergeudete Bugwellenenergie als nutzbare Leistung zurückgewonnen wird.
Die hochgezogene, heckseitige Unterseite eines Luftfahrzeugrumpfes stellt gewöhnlich einen Niederdruckbereich und somit einen hohen Luftwiderstand dar. Eine weitere Strahlrohranordnung 174 vor dieser Oberfläche zum Abgeben eines heckseitigen Strahls verwendet die hier offenbarten Anwendungseinrichtungen, um das Wirbelwachstum auf der oberen Grenzschicht dieses Strahls zu steigern und einen hohen Druck und damit Schub für die untere Rumpfrückseite 176 zu erzeugen.
Der Aufsatz von Fig. 19 kann den Rumpf umfänglich vollständig überragen und eine Ringanordnung 180 zum Abgeben eines wie in Fig. 20 dargestellten Strahlschweifes 182 umfassen. Diese Fig. zeigt einen kreisförmigen Rumpf 184 mit einer Schulter 186 um dessen gesamten Umfang herum, um den asymmetrischen, kegelförmigen Bugschock 188 fur nach vorn gerichteten Schub T und nutzbare Leistung zuruckzugewinnen. Weiterhin wird eine verlängerbare vordere Schockwellensteuerungsspitze 192 gezeigt, um den Schock 188 zur Rückgewinnung des Rückstrahls unter konstruktiv nicht vorgesehenen Bedingungen zweckmäßig auf der Ringanordnung 180 zu positionieren.
Ein zusammengesetztes Luftfahrzeug mit solch einem Bugschockreflexionsring 188, einer Spitze 192 und einer nach innen geneigten Energierückgewinnungsschulter 186 ist in Fig. 21 mit am Schwanz befestigten Antriebsvorrichtungen 194t dargestellt. Die Fig. verdeutlicht darüber hinaus, daß die weiter vorn ausgeführte Rückgewinnung der Tragflügelschockwellenenergie die Verwendung eines großspannweitigen, mäßig pfeilförmigen Tragflügels erlaubt, was leistungsverstärkte Start- und Landeeigenschaften und geringeren herbeigeführten Luftwiderstand bei sowohl Überschall- als auch Unterschallgeschwindigkeiten erzeugt. Der Bugschockring 180 ist an einer Vielzahl von Holmen 198 befestigt, so daß der tiefere Abschnitt des Ringes 1801 zum Starten und Landen nach oben gebogen werden kann.
Fig. 22 verdeutlicht den zuvor Beschriebenen ähnliche Ansätze, jedoch auf ein Luftfahrzeug der Transportklasse angewandt. Die Antriebsmaschinen 194w sind in diesem Fall unterhalb des Tragflügels befestigt.
Die Wirkungsweise der kegelförmigen Steuerungsspitze der Bugschockwelle 192 ist in Fig. 23 gezeigt, in der eine Machzahltabelle für einen gewöhnlichen Großtransporterrumpf die zur Rückgewinnung der Verdichtungsenergie auf der Rumpfschulter erforderlichen Ringdurchmesser zeigt. Diese Winkelringdurchmessergeometrie wird in Fig. 23a verdeutlicht. Die ausfahrbare Nasenspitze ist Fig. 23b entsprechend angeordnet, um die kegelförmigen Bugwellen auf einem 12,47 Meter (40,9 Fuß) Ringdurchmesser über einem Flugbereich von 2.864 km/h (Mach 2,4) bis hin zu 2.148 km/h (Mach 1,8) zu positionieren, wobei größere Ringe bei geringeren Machzahlen, bei denen die Entropieverluste gering sind, vermieden werden. Das System fängt dann die kegelförmige Bugwelle ab und gewinnt ihre Energie selbst bei konstruktiv nicht vorgesehenen Machzahlen zurück.
Der Tragflügelabschnitt 39 hat, wie in Fig. 5 gezeigt, eine flache obere Oberfläche 39u, die bei Überschallgeschwindigkeit keinen Auftrieb erzeugt, wenn sie parallel zum freien Strahl ausgerichtet ist. Der Tragflügel verfügt, wie in den Fig. 21 und 22 gezeigt ist, über vordere 200 und hintere 202 Flügelklappen, die einen Auftrieb auf der oberen Oberfläche erzeugen, wenn sie bei geringen Unterschallgeschwindigkeiten insbesondere zum Starten und Landen ausgefahren werden. Der Unterflügelstrahl 36 kann ebenso zum Steigern des Auftriebes während des Landens durch Anblasen der ausgefahrenen hinteren Flügelklappen 202 verwendet werden. Darüber hinaus wird die Verteilung des antreibenden Strahls den Lärm beim Starten verringern.
Das in dieser Anmeldung offenbarte unterflügelige über die ganze Spannweite hinwegreichende Strahlrohr kann durchgängig oder unterbrochen sein. Das in den Fig. 21 und 22 dargestellte Luftfahrzeug zeigt eine durchgängige Anordnung über die ganze Spannweite hinweg, die einen Strahl über im wesentlichen die gesamte Spannweite des Tragflügels ausstößt und sich unter dem Rumpf ununterbrochen fortsetzt.
Das Unterflügelstrahlrohr kann abweichend in einer unterbrochenen Art und Weise bereitgestellt sein, beispielsweise in Form von diskreten Segmenten in Verbindung mit einem zum Fokussieren der Druckwellen auf solche diskrete Strahlrohrsegmente geformten Flügel. Fig. 24 verdeutlicht ein Luftfahrzeug der Transportklasse 210 mit einem über die Spannweite hinweg konkav nach unten ausgebildeten Tragflügel 212 auf beiden Seiten des Rumpfes 214, um die Tragflügeldruckwellen 216, die durch die vor dere untere Tragflügeloberfläche 212f erzeugt werden, nach innen auf die unterflügeligen Triebwerke 218 und deren Abgasstrahlen 220 zu lenken. Die Abgasstrahlen 220 dienen dann als solche diskreten Strahlsegmente zum Unterbrechen und Reflektieren der unterflügeligen Druckwellen 216 zurück zu der nach oben gebogenen Tragflügelrückseite 212b, um deren Energie als nutzbare Leistung zurückzugewinnen.

Claims

1. Verdichtungswellenenergiesteuereinrichtung für ein mit einem Überschalltragflügel versehenen Luftfahrzeug mit einer einen Strahl (36) abgebenden Düse (40), die zum Anordnen unterhalb und mit einem Abstand von dem Tragflügel (39) des Luftfahrzeuges eingerichtet ist, so daß eine Druckwelle von dem Tragflügel (39) abgehalten ist und zwischen der Unterseite des Tragflügels (39) und dem Strahl (36) eine spaltartige Strömung (42) ausgebildet ist, gekennzeichnet durch in der Düse (40) angeordnete Verbesserungsmittel (41) zum Abgeben von Druckimpulsen bei der gleichen oder einer mit der natürlichen Frequenz von in einem oberen Grenzbereich zwischen der spaltartigen Strömung (42) und dem aus der Düse (40) austretenden Strahl erzeugten Grenzbereichswirbel harmonisch verbundenen Frequenz, um eine Rotation von benachbarten Wirbelpaaren in den Grenzbereichswirbel hervorzurufen, um selektiv die Zunahme der Fluidmischung des oberen Grenzbereichs des Strahles (36) zum Erzielen einer asymmetrischen Scherschicht zu erhöhen.

2. Einrichtung nach Anspruch, dadurch gekennzeichnet, daß die durch die Verbesserungsmittel erzwungenen Druckimpulse unter einem eine Komponente rechtwinklig zu der Strömungsrichtung des Strahles (36) aufweisenden Winkel auftreten, wobei die Frequenz der Druckimpulse harmonisch mit der Rate verbunden ist, bei der Wirbel zum Unterdrücken jedes zweiten Wirbels jedes erzeugten Wirbelpaares abgelöst sind.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Strahl (36) aus der Düse (40) asymmetrisch ist.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch Mittel zum Hervorrufen von negativen, sich gegen den Uhrzeigersinn drehenden Wirbeln in dem größeren oberen Grenzbereich des asymmetrischen Strahles (36), um eine Drehimpulsreaktion zu der positiven, sich im Uhrzeigersinn drehenden, nach oben gerichteten Zirkulation zu schaffen.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch einen strömungsrückseitig zu der Düse (36) angeordneten Sensor (54), um die Frequenz der durch die Mischung in dem oberen Grenzbereich erzeugten Wirbel zu detektieren, und durch an den Sensor (54) angeschlossene Steuer-25 mittel zur Steuerung der Verbesserungsmittel (41), um eine resonante Antwort bei der durch den Sensor detektierten Frequenz zu erzeugen.

6. Einrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Tragflügel (39) eine nach oben zurückgebogene Rückseite (39b) aufweist, die als Strahlvergrößerungsabdeckung wirkt, um den Vorschubwirkungsgrad des Unterflügelstrahles (36) aufgrund der erhöhten Mischung und der Verteilung des Strahlimpulses über eine vergrößerte Fluidmasse zu verbessern.

7. Einrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (40) einen ebenen Strahl (36) abgibt und die Verbesserungsmittel (41) an einer oberen Wand der den ebenen Strahl erzeugenden Düse (40) angeordnet sind.

8. Einrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Verbesserungsmittel (41), die die Düse (40) zum Induzieren eines erhöhten Wirbelwachstums veranlassen, so daß eine Eingrenzung auf den Strömungskanal zwischen dem Tragflügel (39) und einer Rohranordnung (40) zum Erhöhen der Druckerzeugung in der spaltartigen Strömung zu schaffen.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Tragflügeloberfläche (39u) im wesentlichen flach ist.

10. Einrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahliwirbelanordnung sich strömungsrückseitig weit hinter die eine erhöhte effektive Tragflügeltiefe aufweisende Tragflügelhinterkante (31) erstreckt, um den abwärts gerichteten Impuls zum Minimieren der Energieverluste über eine größere Fluidmasse zu verteilen.

11. Einrichtung nach einem der voranstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Mittel zur Steuerung der erhöhten negativen Zirkulationsreaktion des unterflügeligen Strahl/Wirbelfeldes im wesentlichen derart, daß die positive Tragflügelzirkulation ausgeglichen ist, so daß die Erzeugung von weiterer negativer Zirkulation behindert ist und Schockwellen in dem darunterliegenden Strömungsfeld implementiert sind, so daß die Erzeugung eines Überschallknalles vermieden ist.

12. Einrichtung nach einem vorangehenden Anspruch in Verbindung mit einem Luftfahrzeug, wobei das Luftfahrzeug durch einen Rumpf (184) gekennzeichnet ist, der an wenigstens einem Abschnitt des Rumpfes einen Vorbugkörper sowie eine nach innen gewölbte Schulter (186) aufweist und über einen um wenigstens einen Abschnitt des Rumpfbugkörpers angebrachten Bugring (180) verfügt, um die Schockwelle, die durch das Heckteil des Rumpfbugkörper gebildet ist, aufzufangen und in Richtung der nach innen gewölbten Schulter zur Druckrückgewinnung umzuleiten.

13. Einrichtung in Verbindung mit einem Luftfahrzeug nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Bugring eine Düsenanordnung umfaßt, die zum Emittieren eines energieangereicherten Strahles (182) strömungsrückseitig nach achtern und nach innen eingerichtet ist, um eine Strahlschweif zum Bewahren des Druckes der umgeleiteten Schockwelle zu schaffen.

14. Einrichtung in Verbindung mit einem Luftfahrzeug gemäß Anspruch 12 oder Anspruch 13, gekennzeichnet durch eine in ihrer Länge veranderbare Nasenspitze (192) an dem Rumpf, um das Muster der durch den Rumpf erzeugten Bugschockwelle zu beeinflussen.

15. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11 in Verbindung mit einem Luftfahrzeug, wobei das Luftfahrzeug durch einen Rumpf gekennzeichnet ist, der einen nach oben zurückgebogenen Heckabschnitt und eine unter dem Rumpf angebrachte Strahlrohranordnung (174) aufweist, um mit Verbesserungsmittel einen Überschallstrahl zu emittieren, um das Wirbelwachstum durch Induzieren einer Drehung eines Wirbelpaares und Umleiten einer Schockwelle zum Erzeugen eines positiven Druckes an dem nach oben zurückgebogenen Rumpfheckabschnitt zu erhöhen.

16. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11 in Verbindung mit einem Luftfahrzeug, wobei das Luftfahrzeug durch eine Anzahl von Strahltriebwerken (218) gekennzeichnet ist, die unter dem Flügel (212) angebracht sind, wobei der Flügel in Spannweitenrichtung eine konkav abwärts gewölbte Gestalt aufweist, um Druckwellen von einer Unterseite des Flügels in den Abgasstrahl (220) der Triebwerke zu bündeln, um die Druckwellen zu einer nach oben zurückgebogenen Rückseite (212b) des Flügels umzulenken.