DE69208011T2

DE69208011T2 - Grenzschichtdurchflussregelung

Info

Publication number: DE69208011T2
Application number: DE69208011T
Authority: DE
Inventors: Michael John Fisher; Philip Andrew Nelson; Jean-Luc Rioual
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1991-10-10
Filing date: 1992-07-24
Publication date: 1996-05-30
Anticipated expiration: 2012-07-25
Also published as: DE69208011D1; EP0536874A1; EP0536874B1; US5222698A; GB9121455D0

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Aufbau gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 mit einer Grenzschichtströmung, und insbesondere befaßt sich die Erfindung mit der Steuerung jener Grenzschichtströmung. Ein solcher Aufbau ist aus der US-A-3 289 978 bekannt.
Die Art und Weise, wie ein Strömungsmittel über eine Oberfläche abfließt, kann eine wichtige Auswirkung auf die betriebliche Wirksamkeit des Aufbaus haben, der jene Oberfläche definiert. Wenn die Strömung unmittelbar benachbart zur Oberfläche, d. h. die Grenzschicht, im wesentlichen laminar ist, dann ist der Strömungsmittelwiderstand, der von der Oberfläche entgegengesetzt wird, niedrig. Wenn die Grenzschicht jedoch turbulent wird, dann steigt der Luftwiderstand an. Natürlicherweise ist so ein Luftwiderstand wichtig, wenn beispielsweise der Aufbau, der die Oberfläche definiert, durch das Strömungsmittel hindurchwandert. Je höher der Luftwiderstand, desto größer wird die zum Antrieb des Aufbaus durch das Strömungsmittel bei einer gegebenen Geschwindigkeit erforderliche Energie.
Ein Beispiel eines Aufbaus, dessen betriebliche Wirksamkeit deutlich durch den Luftwiderstand beeinflußt wird, ist die Gondel eines Gasturbinentriebwerks. Die Gondel schließt das Triebwerk ein und ist normalerweise außerhalb des Flugzeugs angeordnet, das durch das Triebwerk seinen Vorschub erhält. Wenn das Flugzeug durch das Triebwerk in der Atmosphäre gewöhnlich mit anderen ähnlichen Triebwerken vorwärtsgetrieben wird, dann strömt die Luft über die äußere Oberfläche der Gondel ab. Wenn jene Luftströmung im wesentlichen laminar ist, dann ist der von der Gondel erzeugte Luftwiderstand gering. Wenn die Luftströmung jedoch turbulent wird, dann steigt der Luftwiderstand der Gondel an. Dies führt wiederum dazu, daß das Triebwerk mehr Leistung liefern muß und daher mehr Brennstoff verbraucht, um die gegebene Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Aufbau zu schaffen, der die Grenzschichtströmung eines Strömungsmittels über eine Oberfläche derart steuert, daß im wesentlichen eine durch Luftwiderstand induzierte Turbulenz in jener Strömung vermindert wird.
Die Erfindung geht aus von einem Aufbau, der eine Oberfläche definiert, über die im Betrieb ein Strömungsmittel abfließt, wobei die Oberfläche mehrere Öffnungen aufweist, die mit einer Absaugeinrichtung in Verbindung stehen. Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Detektoren vorgesehen sind, die eine Turbulenzströmung in der Grenzschicht der Strömung benachbart zur Oberfläche detektieren, wobei die Detektoren so angeordnet sind, daß sie nacheinander der Strömung stromab wenigstens einiger der Öffnungen ausgesetzt werden, und es sind Steuermittel vorgesehen, um die Absaugwirkung der Absaugvorrichtung gemäß den Ausgängen der Strömungsdetektoren zu steuern, wobei die Steuermittel so ausgebildet sind, daß die Absaugvorrichtung betätigt wird, um das Strömungsmittel durch die Öffnungen in einem Ausmaß abzuziehen, das ausreicht, um eine turbulente Strömung in der Grenzschicht der über den am weitesten stromab liegenden Detektoren zu vermeiden, nicht aber über den am weitesten stromauf angeordneten Detekto ren.
Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 eine schematische Ansicht eines Versuchsaufbaus mit einer Grenzschichtsteuervorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung,
Fig. 2 eine teilweise aufgebrochene Ansicht eines Teils des Oberflächenaufbaus gemäß Fig. 1,
Fig. 3 eine Schnittansicht gemäß der Linie A-A gemäß Fig. 2,
Fig. 4 ein Blockschaltbild des Steuersystems für die in Fig. 1 dargestellte Vorrichtung,
Fig. 5 eine graphische Darstellung, welche die Art und Weise des Betriebs der Vorrichtung gemäß Fig. 1 zeigt,
Fig. 6 eine perspektivische Ansicht einer Flugzeug-Triebwerksgondel mit einer Grenzschichtsteuervorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Gemäß Fig. 1 ist ein Versuchsaufbau 10 in einem Windtunnel 11 untergebracht. Der Versuchsaufbau 10 hat die Form einer flachen Platte mit einer aerodynamischen Vorderkante 12. Die Luftströmung durch den Tunnel 11 verläuft allgemein in der durch die Pfeile 13 angegebenen Richtung, so daß ein Teil der Luft über die obere Oberfläche 14 des Versuchsaufbaus 10 strömt.
Stromab der Vorderkante 12 ist mit der Oberfläche 14 fluchtend eine Absaugtafel 15 angeordnet, deren Aufbau weiter unten im einzelnen beschrieben wird. Stromab der Absaugtafel 15 sind mehrere mit der Oberfläche 14 fluchtende Turbulenzdetektoren 16 angeordnet. Jeder Turbulenzdetektor 16 hat die Gestalt eines Electretmikrophons, obgleich auch andere geeignete Detektoranordnungen benutzt werden können, wenn dies zweckmäßig erscheint.
Die Ausgänge der Electretmikrophone 16 werden einer Signalverarbeitungsstufe 17 und danach über Filter 19 einem Personalcomputer 18 zugeführt, der eine Spezialzweck- Analogacquisitionskarte aufweist. Der Ausgang des Personalcomputers 18 wird dann in geeigneter Weise verarbeitet, um elektrisch das Eingangssteuerventil 20 einer Zentrifugalpumpe 21 zu betätigen.
Die Zentrifugalpumpe 21 ist mit der Absaugtafel 15 über ein Verbindungsrohr 22 verbunden.
Das Rohr 22 ist mit mehreren Ringleitungen 23 verbunden, die auf der Unterseite der Absaugtafel 15 angeordnet sind, wie dies deutlicher aus den Fig. 2 und 3 ersichtlich wird. Jede Leitung 23 steht mit einem Schlitz 24 in der Tafel 15 in Verbindung. Jeder Schlitz 24 steht seinerseits mit einem Kanal 25 in der oberen Oberfläche der Tafel 15 in Verbindung. Die Schlitze 24 und die Kanäle 25 verlaufen parallel zueinander und erstrecken sich im wesentlichen normal zur Richtung der Luftströmung 13 über der Tafel 15. Sämtliche Kanäle 25 sind mit einem Blatt 26 abgedeckt, welches eine große Zahl sehr kleiner Löcher aufweist, die einen Durchmesser von etwa 0,1 mm haben.
Daraus ist ersichtlich, daß das Steuerventil 20 zur Regelung der Absaugmenge dient, die an der Oberfläche der Absaugtafel 15 vorhanden ist, was durch die Arbeitsweise der Zentrifugalpumpe 21 bestimmt wird.
Dieses Absaugen dient dazu, einen Teil der Grenzschicht der Luftströmung, die über die Tafel 15 abströmt, abzusaugen.
Wenn die Grenzschicht-Luftströmung über dem Mikrophon 16 turbulent ist, dann richten die Mikrophone 16 ein geeignetes regionales Signal nach der Signalverarbeitungsstufe 17. Das konditionierte Signal wird dann dem Personalcomputer 18 über die Filter 19 zugeführt. Dann liefert der Personalcomputer 18 ein Ausgangssignal, welches durch die Stufe 27 derart verarbeitet wird, daß das Ventil 20 betätigt wird und dadurch eine Absaugung an der Tafel 15 einsetzt. Dieses Absaugen wird progressiv vergrößert, bis eine Situation erreicht ist, in der das am weitesten stromaufliegende Mikrophon 16 eine turbulente Strömung detektiert, das am weitesten stromab liegende Mikrophon jedoch eine laminare Strömung feststellt.
Das Steuersystem, das durch die Mikrophone 16, die Signalkonditionierungsstufe 17, die Filter 19, den Personalcomputer 18, die Einheit 27 und das Ventil 20 gebildet wird, gewährleistet demgemäß, daß nur eine solche Absaugung an der Absaugtafel 15 stattfindet, wie es notwendig ist, um zu gewährleisten, daß die lokalisierte Turbulenz in der Grenzschicht unterdrückt wird. Infolgedessen wird nur eine minimale Energiemenge aufgewandt, um die Turbulenzströmung zu unterdrücken, wodurch der Wirkungsgrad des Gesamtsystems maximiert wird.
Um die Wirksamkeit der vorliegenden Erfindung zu demonstrieren, wurde eine Reihe von Versuchen durchgeführt. Bei diesen Versuchen wurden die Mikrophone 16 jeweils an Stellen angeordnet, die sich in einer Entfernung von 0,77 m, 0,79 m, 0,805 m, 0,835 m, 0,85 m, 0,865 m und 0,885 m von der Vorderkante 12 befanden.
Die Mikrophone 16 wurden geeicht, um zu gewährleisten, daß die vom Personalcomputer 18 acquirierten Spannungen die gleichen bei einer gegebenen Größe der Druckfluktuation waren. Die Signale des Mikrophons 16 wurden in einem Hochpaß gefiltert, wobei ein Filter 19 der Type Kemo VBF/8 benutzt wurde, mit einem Abfall von 48 dB/Oktave und einer Grenzfrequenz von 800 Hz. Es wurde keine Tiefpaßfilterung benutzt. Die Ausgangsspannungen, die durch vier konditionierte Mikrophonsignale erzeugt wurden, wurden dem Personalcomputer 18 zugeführt, der mit der Spezialzweck- Analogacquisitionskarte ausgerüstet war, welche die Signale mit einer Frequenz von 4 kHz austastete. Die Signale wurden während eines Zeitintervalls T erfaßt, und der Effektivwert der Signale wurde aus diesen Datenbeispielen berechnet. Die Ergebnisse wurden dann durch den Effektivwert der gemessenen Mikrophon-16-Ausgangsspannungen normalisiert, die durch die Grenzschicht beim Fehlen der Absaugung erzeugt wurden. Demgemäß führte der Ausgang eines Mikrophons 16 im Laminarbereich zu einem Wert dicht bei Null, während ein Mikrophon im turbulenten Bereich einen Wert lieferte, der dicht bei 1 lag. Im Übergangsbereich konnte jeder Wert erzeugt werden, in Abhängigkeit von der Erfassungszeit T. Demgemäß ist der Vektor y(k) des Steuersystems der Vorrichtung nach der vorliegenden Erfindung, der in Fig. 4 dargestellt ist, durch die nachstehende Gleichung gegeben:
y(k) = (y&sub1;(k) y&sub2;(k) y&sub3;(k) y&sub4;(k)) (1)
Dabei ist ym(k) der normalisierte Effektivwert am dem Mikrophon im kten Steuerzyklus. Dies berechnet sich aus
und pm(n) ist der Wert des mten Mikrophonsignals bei dem nten Beispiel. Der Wert von Pturb, der Effektivwert des Mikrophonsignals infolge der turbulenten Grenzschicht, wurde aus dem langzeitigen Durchschnitt berechnet. Die Zahl der Beispiele N wurde durch die Erfassungszeit T und die Austastfrequenz bestimmt, und demgemäß ergab sich in dem beschriebenen Fall N = 4000 T.
Wie aus dem Blockschaltbild gemäß Fig. 4 ersichtlich, wurde der Vektor y(k) mit einem Bezugsvektor d für die vier Mikrophone 16 verglichen und definiert durch
d = (0 0,33 0,66 1) (3)
Die vier Mikrophone 16 wurden, wie oben erwähnt, in einem Abstand von 0,77 m, 0,79 m, 0,82 m und 0,835 m stromab der Vorderkante der Platte angeordnet. Das Steuersystem sollte gewährleisten, daß die Absaugrate an der Absaugtafel 15 auf einem Wert gehalten wurde, der den Übergangsbereich zwischen dem ersten und vierten Mikrophon 16 aufrechterhält. Es wurde ein Fehlersignal durch Vergleich des Vektors y(k) mit dem Vektor d nach jedem Erfassungszyklus geliefert. So wurde der Fehlervektor definiert durch
e(k) = d - y(k) (4)
Außerdem wird eine einzelne Messung der Abweichung des Zustandes der Grenzschicht von der gewünschten Bedingung durch einen skalaren Wert e(k) gegeben, und dieser fand sich durch Addition der Elemente des Vektors e(k).
Fig. 5 zeigt die Evolution dieses Fehlers e(k) in Abhängigkeit von der Spannung des Steuerventils 20. Der maximale Wert von +1,5 entspricht der Gesamtlaminar-Luftströmungsgrenzschicht in dem Bereich der vier Mikrophone, und der minimale Fehler von -1,5 entspricht der fast vollständig turbulenten Luftströmungs-Grenzschicht.
Der Zweck des Steuersystems besteht demgemäß darin, den Wert des Fehlersignals nahe Null zu halten, und ein positiver Fehler führt zu einer Verminderung der Absaugrate an der Tafel 15, und ein negativer Fehler führt zu einem Ansteigen der Absaugrate an der Tafel 15. Um eine Steuerung zu erreichen, wird eine ungerade Funktion des Fehlers mit einem Koeffizienten multipliziert, derart, daß die nächste Eingangsspannung des Steuerventils 20 durch die Formel
v(k+1) = v(k) + u1 f(e(k)) (5)
bestimmt wird.
Der Steuerzyklus, der dies bewirkt, umfaßt das Erfassen der Signale, die Berechnung des Fehlers e(k) und die darauffolgende Modifikation am Eingang des Steuerventils 20 gemäß der Gleichung (5). Dann wird eine Verzögerung von 0,4 5 zugelassen (infolge der dem System eigenen Verzögerung, die aus der Messung des Umgebungsansprechens herrührt), bevor die nächste Erfassung der Signale des Mikrophons 16 durchgeführt wird.
Es ist ersichtlich, daß die vorliegende Erfindung einen zweckmäßigen Weg weist, die Turbulenz in der Grenzschichtströmung über eine Oberfläche wirksam zu vermindern. Dies führt wiederum zu einer Verminderung des aerodynamischen Luftwiderstandes, der durch jene Oberfläche erzeugt wird.
Die vorliegende Erfindung wurde in Verbindung mit einem Aufbau beschrieben, bei dem Electretmikrophone 16 stromab der Absaugtafel 15 angeordnet wurden. Dies ist jedoch nicht notwendigerweise für eine wirksame Arbeitsweise der vorliegenden Erfindung notwendig. So könnten beispielsweise die Mikrophone 16 an der Absaugtafel 15 selbst angeordnet werden. Außerdem ist es klar, daß die Absaugung an der Tafel 15 durch andere Mittel als durch eine Zentrifugalpumpe 21 erfolgen könnte. Beispielsweise könnte die Zentrifugalpumpe 21 durch eine andere Pumpe ersetzt werden, oder auch in Verbindung mit einem Bereich, der unter einem niedrigeren Druck steht als die über die Tafel 15 strömende Luft. Demgemäß soll der Ausdruck "Absaugpumpe", wie er in dieser Beschreibung benutzt wird, auch jene Alternativen einschließen.
Die vorliegende Erfindung kann deshalb auf Bauteile wie Triebwerksgondeln von Flugzeugen angewandt werden, um den aerodynamischen Luftwiderstand dieser Gondeln zu vermindern. Es ist jedoch klar, daß die Erfindung auch auf andere Aufbauten angewandt werden kann, welche Oberflächen definieren, über die ein Strömungsmittel abfließt. In allen Fällen kann das Strömungsmittel gasförmig oder flüssig sein.
Bei Anwendung auf eine Triebwerksgondel 28 eines Flugzeugs befinden sich die Tafeln 15 und die Mikrophone 16 an geeigneten Stellen an der Außenseite 29 der Gondel, wie aus Fig. 6 ersichtlich ist. Die gewählten Stellen sind jene, bei denen wahrscheinlich eine turbulente bzw. laminare Strömung auftritt. Im typischen Falle liegen diese Stellen in einem Bereich zwischen 40 und 70 % der Länge der Gondel vom Gondeleinlaß 30 entfernt. Obgleich nur eine Tafel 15 und das ihr zugeordnete Mikrophon 16 auf der Gondel 18 dargestellt sind, ist es klar, daß tatsächlich mehrere Tafeln 15 und mehrere Mikrophone 16 auf der Gondel angeordnet werden.

Claims

1. Aufbau (10), der eine Oberfläche (14) definiert, über die im Betrieb ein Strömungsmittel abfließt, wobei die Oberfläche (14) mehrere Löcher (25) aufweist, die mit einer Absaugvorrichtung (21) verbunden sind,

dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Detektoren (16) vorgesehen sind, die eine turbulente Strömung in der Grenzschicht der Strömung benachbart zu jener Oberfläche (14) feststellen, wobei die Detektoren (16) so angeordnet sind, daß sie nacheinander der Strömung ausgesetzt sind, die über wenigstens einige der Löcher (25) abfließt, und daß die Steuereinrichtung (17, 19, 18, 27, 20) die Absaugung der Absaugvorrichtung (21) gemäß den Ausgängen der turbulenten Strömungsdetektoren (16) steuert, wobei die Steuervorrichtung (17, 19, 18, 27, 20) so angeordnet ist, daß die Absaugvorrichtung (21) betätigt wird, um die Strömung durch die Löcher (25) in einem Ausmaß abzusaugen, das ausreicht, um die turbulente Strömung in der Grenzschicht der Strömung über den am weitesten stromab liegenden Detektor (16) im wesentlichen zu eliminieren, aber nicht bei der Strömung über dem am weitesten stromaufliegenden Detektor (16).

2. Aufbau nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (15) Schlitze (25) sind, die allgemein normal zur Strömungsrichtung der Grenzschicht verlaufen.

3. Aufbau nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Schlitze (25) durch ein perforiertes Blatt (26) abgedeckt sind.

4. Aufbau nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Perforationen in dem Blatt (26) Löcher mit einem Durchmesser von etwa 011 mm sind.

5. Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Detektoren (16) für die turbulente Strömung Electretmikrophone sind.

6. Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Absaugpumpe (21) eine Zentrifugalpumpe ist.

7. Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Aufbau (10) die Triebwerksgondel (28) eines Flugzeugs ist.

8. Aufbau nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (15) und die Detektoren (16) in Bereichen angeordnet sind, die zwischen 40 und 70 % der Länge der Gondel vom Lufteinlaß entfernt liegen.