DE700625C

DE700625C - Device for preventing the spread of flow disturbances on aircraft wings

Info

Publication number: DE700625C
Application number: DE1938B0184719
Authority: DE
Inventors: Walter Eisenmann; Dipl-Ing Wolfgang Liebe
Original assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Current assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Priority date: 1938-09-27
Filing date: 1938-09-27
Publication date: 1940-12-24

Description

• Es sind bisher die verschiedensten Mittel· zur Verhinderung der Strömungsablösung bei größeren Flügelanstellwinkeln bekanntgeworden, wie Schlitzklappen, Vorflügel, Absauge-S einrichtungen u.dgl.; gerade die Absaugung ist in letzter Zeit mehr und mehr in den Vordergrund gerückt. ■ ■ ·■-• So far there have been a wide variety of means · has become known to prevent flow separation at larger wing angles of attack, such as slotted flaps, slats, suction devices and the like; just the suction has recently come more and more to the fore. ■ ■ · ■ -

Es ist bekannt, zwecks Äuftriebserhöhung und Widerstand verminderung die Grenzschicht an geeigneten Stellen an Flächen von Flugzeugen abzusaugen. -Man ordnet hierzu Absaugeschlitze entweder über die ganze Spannweite oder nur an den am meisten gefährdeten Teilen an, letzteres mit Rücksicht auf die großen Leitungsquerschnitte und ' gegebenenfalls Gebläseleistungen, die zum Absaugen der ganzen Flügelfläche erforderlich wären. Aber auch bei Beschränkung der Absaugung auf diejenigen-Flächenteile, wo die Gefahr der Strömungsablösung am größten ist, werden noch erhebliche Leistungen benötigt, weil dann die Absaugung immer noch annähernd über die Hälfte der Spannweite durchgeführt werden muß. Wenn man zur Absaugung nur den Druckunterschied zwisehen zwei verschiedenen Punkten des Flügels benützt, so sind die erforderlichen Leitungen mit großem Querschnitt immer nocB ein unangenehmes Hindernis für die Anwendung; außerdem hätte diese Maßnahme bei den großen abzusaugenden Luftmengen meist auch noch andere große Nachteile, wie merkliche Druckpunktverschiebungen u.dgl., zur Folge. Man hat auch schon vorgeschlagen, an Ober- und Unterseite des Flügels angeordnete Öffnungen von in Spannweitenrichtung geringer Ausdehnung- zu verbinden und die durchströmende Luft zumIt is known that the boundary layer can be used to increase lift and reduce drag vacuum at suitable points on aircraft surfaces. - One arranges suction slots for this either across the span or just at the most vulnerable Share on, the latter with regard to the large cable cross-sections and 'if necessary Blower power that would be required to vacuum the entire wing surface. But also when the suction is restricted on those parts of the surface where the risk of flow separation is greatest a considerable amount of work is still required, because then the suction is still required must be carried out approximately over half the span. If you only use the pressure difference for suction If two different points of the wing are used, the necessary lines are used with a large cross-section always an unpleasant obstacle for the application; In addition, this measure would have to be taken with the large amounts of air to be extracted usually also other major disadvantages, such as noticeable pressure point shifts, etc., result. It has already been suggested openings in the spanwise direction arranged on the upper and lower sides of the wing low expansion- to connect and the air flowing through to the

Antrieb eines Absaugegebläses zu verwenden, wobei s'ch die Absaugeschl'tze ebenfalls über die ganze Fläche erstrecken. Die zur Antriebsturbine für das Gebläse gehörigen Schlitze haben selbst keine merkliche Wirkung auf die Grenzschicht, da die durch sie strömende Luftmenge ihre Energie an die Turbine abgibt und der Rest ihrer Energie zur Beeinflussung der Grenzschicht ίο nicht ausreicht.To use a drive of a suction fan, with the suction slit also over extend the whole area. The slots belonging to the drive turbine for the fan themselves have no noticeable effect on the boundary layer, as the amount of air flowing through it gives its energy to the turbine and the rest of it Energy to influence the boundary layer ίο is insufficient.

Es hat sich nun gezeigt, daß das Abreißen der Grenzschichtströmung bei den heute üblichen Flügel- und Profilgestaltungen bei großen Anstellwinkeln in vielen Fällen an der Flügelwurzel beginnt und die Neigung besitzt, sich in Spannweitenrichtung nach außen hin fortzusetzen. Durch dieses Wandern des Abreißvorgangs wird das Abreißen der Strömung an den äußeren Flügeiao teilen schon bei Anstellwinkeln eingeleitet, die an sich ein Abreißen der Strömung noch nicht bedingen.It has now been shown that the separation of the boundary layer flow in the wing and profile designs common today with large angles of attack in many cases begins at the wing root and has the tendency to extend in the direction of the wingspan to continue outwards. This wandering of the tear-off process causes the tear-off the flow at the outer Flugiao divide already initiated at angles of attack that do not in themselves cause a break in the flow.

Die vorliegende Erfindung vermeidet die geschilderten Nachteile in vollem Umfange. Erfindungsgemäß werden etwa im mittleren Bereich der Halbspannweite der Flächen an sich bekannte, die Grenzschicht beeinflußende Vorrichtungen angebracht, die das Übergreifen von Abreißerscheinungen auf Gebiete mit gesunder Strömung verhindern. Diese Strömungsbeeinflußende Vorrichtung kann z. B. aus Absaugeöffnungen, -schlitzen o. dgl. bestehen, die etwa im mittleren Bereich der Halbspannweite, vorzugsweise am hinteren Profilteil, angeordnet sind und in Spannweitenrichtung im Verhältnis zur Spannweite j eine geringe Ausdehnung besitzen.The present invention completely avoids the disadvantages outlined. According to the invention, approximately in the middle area of the half-span of the surfaces known, the boundary layer influencing devices attached to the overlap prevent tear-offs in areas with healthy currents. This flow-influencing device can z. B. of suction openings, slots o. The like. Consist in about the middle of the Half span, preferably on the rear profile part, are arranged and in the span direction have a small extension in relation to the span j.

In weiterer Ausbildung der Erfindung können die Absaugeschlitze im mittleren Bereich der Halbspannweite mit Schlitzen an der Vorderkante des Flügelaußenteils derart in leitender Verbindung stehen, daß zwischen den genannten Absaugeschlitzen ein Druckavisgleich, d. h. ein Absaugen an den Schlitzen im mittleren Bereich der Halbspannweite erfolgt.In a further embodiment of the invention, the suction slots in the central area the half-span with slots on the leading edge of the wing outer part are in conductive connection in such a way that between a pressure notification equal to the suction slots mentioned, d. H. a suction on the slots takes place in the middle area of the half-span.

Bei einer anderen Ausführung der Erfindung können außerdem in an sich bekannter Weise an den Flügelaußenteilen der beiden Flügelhälften am vorderen Prof.lteil Schlitze angebracht sein, die untereinander in leitender Verbindung stehen. Die erfindungsgemäßen Absaugeschlitze, die sich etwa im mittleren Bereich der Halbspannweite befinden, können mit der Verbindungsleitung dieser besonders an den Flügelaußenteilen angebrachten Schlitze in Verbindung stehen.In another embodiment of the invention can also be known per se Way on the wing outer parts of the two wing halves on the front Prof.lteil slots be attached, which are in conductive connection with each other. The invention Extraction slots, which are located approximately in the middle area of the half-span, can be attached to the outer wing parts with the connecting line Slots communicating.

Bei einer anderen erfindungsgemäßen Ausführung können an der Flügeloberseite, etwa fio im mittleren Bereich der Halbspannweite, eine oder mehrere Klappen angeordnet sein, die um in oder annähernd in Flugrichtung liegende Achsen schwenkbar sind und deren Klappentiefe nur einen Bruchteil der an dieser Stelle vorhandenen Profil dicke beträgt. ,In another embodiment of the invention, on the upper side of the wing, for example fio in the middle area of the half-span, one or more flaps can be arranged, which are pivotable about axes lying in or approximately in the direction of flight and their The flap depth is only a fraction of the profile thickness at this point. ,

Die beschriebenen, die Grenzschicht beeinflußenden Vorrichtungen können in Abhängigkeit vom Anstellwinkel bzw. vom Staudruck geregelt werden.The devices influencing the boundary layer described can depend on can be regulated by the angle of attack or the dynamic pressure.

Auf der Zeichnung sind einige Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.Some exemplary embodiments of the invention are shown in the drawing.

Auf der Flügeloberseite der Tragfläche 1 in Abb. ι sind Absaugeschlitze 2 ungefähr in der Mitte der Halbspannweite angeordnet. Sie haben in Spannweitenrichtung eine verhältnismäßig geringe Ausdehnung. Die Schlitze 2 stehen entweder durch die Leitungen 3 mit einem Absaugegebläse oder durch die Leitungen 4 mit einem Schlitz 5 in Verbindung; der Schlitz 5 muß an einer Stelle liegen, an der ein größerer Unterdruck als an der Stelle der Schlitze 2 herrscht, damit eine Ausgleichsströmung in Pfeilrichtung 6 erfolgen kann.On the upper side of the wing of the wing 1 in Fig. Ι suction slots 2 are approximately in located in the middle of the half-span. You have a relative in the span direction small expansion. The slots 2 are either through the lines 3 with a suction fan or through the lines 4 in communication with a slot 5; the slot 5 must be in one place lie at which there is a greater negative pressure than at the point of the slots 2, so a compensating flow can take place in the direction of arrow 6.

Durch die Absaugung der Grenzschicht an den Schlitzen 2 wird bei großen Anstellwinkeln die Aufrechterhaltung einer gesunden Strömung in dem schraffierten Bereich 7 erzielt. Beginnt nun der Abreißvorgang an der Flügelwurzel, so wird die Ausbreitung derselben über die Spannweite durch den Streifen 7, in dem eine anliegende Strömung, aufrechterhalten wird, verhindert. An dem Flügelaußenteil wird der Abreißvorgang erst dann eintreten, wenn ein genügend hoher Anstellwinkel erreicht ist.Due to the suction of the boundary layer at the slots 2, large angles of attack the maintenance of a healthy flow in the hatched area 7 is achieved. The tear-off process now begins the wing root, the spread of the wing over the span is determined by the Strip 7, in which an adjacent flow is maintained, prevented. To the The outer part of the wing will only tear off when it is sufficiently high Angle of attack is reached.

Ein früheres Abreißen durch Beeinflussung vom Flügelinnenteil her ist damit ausgeschlossen. Earlier tearing due to influence from the wing inner part is thus excluded.

Da bereits ein relativ schmaler abgesaugter 10 Flügelabschnitt das Übergreifen des Abreißvorgangs auf die äußeren Flügelteile mit gesunder Strömung verhindert, kommt man bei der erfindungsgemäßen Anordnung mit sehr geringen Absaugeluftmengen aus und kann ein Abkippen des Flugzeuges, wenn es sich in der Nähe des überzogenen Flugzustandes befindet, wirksam verhindern.Since already a relatively narrow suctioned 10 wing section the overlapping of the tear-off process on the outer wing parts with a healthy flow prevented, one comes with the arrangement according to the invention very small amounts of exhaust air and can cause the aircraft to tilt if it does is in the vicinity of the excessive flight condition, effectively prevent.

Es ist andererseits bereits vorgeschlagen worden, Absaugeschlitze an den Flügelauiienteilen eines jeden Flügels anzubringen und diese miteinander in leitende Verbindung zu bringen. Man will hierbei ein Abkippen dadurch verhindern bzw. rückgängig machen, daß zwischen dem Flügelende, an dem die Strömung bereits abgerissen ist, und dem anderen, das noch eine gesunde Flügelumströmung aufweist, ein Druckausgleich hergestellt wird.On the other hand, it has already been proposed to have suction slots on the wing parts of each wing and to bring them into conductive connection with one another. You want to tip over here thereby prevent or reverse that between the wing tip on which the Flow has already broken off, and the other, that is still a healthy flow around the wing has, a pressure equalization is established.

Die Absaugeschlitze 8 und 8' des Ausfüh- iao rungsbeispieles nach Abb. 2 sind zu diesem Zweck durch die Leitung 9 in an sich be-The suction slots 8 and 8 'of the execution iao example according to Fig. 2 are used for this purpose through the line 9 in per se

kannter Weise miteinander verbunden. Um nun auch in diesem Falle bei Beginn der Abreißerscheinung an der Flügelwurzel ein Ausbreiten dieser nach der Flügelspitze zu vermeiden, sind gemäß der Erfindung, ähnlich wie bei dem Ausführungsbeispiel nach Abb. i, ungefähr in der Mitte der Halbspannweite ein oder mehrere Absaugeschlitze 2' angeordnet, die in Spannweitenrichtung eine verhältnismäßig geringe Ausdehnung besitzen. Die Absaugeschlitze 2" können hierbei mit der Leitung 9 in Verbindung stehen, wodurch sich unter Umständen ein besonderes Absaugegebläse erübrigt.connected in a known way. To now also in this case at the beginning of the Tear-off phenomenon at the wing root spreading towards the wing tip avoid are according to the invention, similar to the embodiment according to Fig. I, one or more suction slots 2 'approximately in the middle of the half-span arranged, which have a relatively small extent in the spanwise direction. The suction slots 2 ″ can be in connection with the line 9, whereby A special suction fan may not be necessary.

is In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist auf der Oberseite des Flügels ι gemäß Abb. 3 ungefähr in der Mitte der halben Spannweite eine Klappe 10 angeordnet, die um eine parallel oder annähernd parallel zur Flugrichtung liegende Achse schwenkbar angeordnet ist. Die Klappentiefe 11 beträgt nur einen Bruchteil der an dieser Stelle vorhandenen Flügeldicke 12, wie Abb. 4 zeigt. Die Klappe 10, die vornehmlich bej großen Flügelanstellwinkeln ausgeschlagen wird, verhindert ein Abströmen der sich an der Flügelwurzel ablösenden Grenzschichtströmung nach außen.In another embodiment of the invention is on top of the wing According to Fig. 3, a flap 10 is arranged approximately in the middle of half the span, which is arranged to be pivotable about an axis lying parallel or approximately parallel to the direction of flight. The flap depth 11 is only a fraction of the wing thickness 12 present at this point, as shown in Fig. 4 shows. The flap 10, which is mainly knocked out at large wing angles prevents an outflow of the boundary layer flow, which is separating at the wing root outward.

Die Regelung der auf der Zeichnung dargestellten Mittel zum Verhindern der Strömungsablösung kann in an sich bekannter ■ Weise in Abhängigkeit von dem Anstellwinkel bzw. dem Staudruck erfolgen. Außerdem können die beschriebenen Ausführungsformen auch in Kombination miteinander oder mit anderen, an sich bekannten, dem gleichen Ziel dienenden Vorrichtungen verwendet werden.The regulation of the means shown in the drawing to prevent flow separation can take place in a manner known per se as a function of the angle of attack or the dynamic pressure. aside from that the described embodiments can also be used in combination with one another or with other, per se known, the devices serving the same purpose may be used.

Claims

Patent claims:

i. Device for preventing the spread of flow disturbances Areas of aircraft, characterized in that in the central region of the half-span there is a zone whose Width does not exceed 30O / 0 of the half-span and expediently at most 20% of the half-span is, with known per se, the boundary layer is 5 < > influencing devices, such as ζ. Β. Suction hoses, provided jit.

2. Apparatus according to claim 1, characterized in that at one point the upper side of the wing, approximately in the middle area of the half span, one or more Suction openings or the like are arranged, which extend in the span direction over a maximum of 200/0 of the half span extend.

3. Apparatus according to claim 1 and 2, characterized in that the suction slots (2) with contactors (5), which are arranged on the leading edge of the outer wing are in a conductive connection in a manner known per se, in such a way that between the suction slots (2 and s) a pressure equalization, i.e. a flow in the direction of the arrow (6) takes place.

4. Apparatus according to claim 1 and following, characterized in that in in a manner known per se on the outer wing parts of the two wing halves front ProfiLeil slots (8) are attached, which are in a conductive connection with each other stand.

5. Apparatus according to claim 4, characterized in that the suction slots (2 ') are in communication with the connecting line (9) of the slots (8).

6. Apparatus according to claim 1, characterized in that on the upper side of the wing, approximately in the middle area of the half-span, one or more flaps (10) around in or approximately in the direction of flight lying axes are pivotably arranged, the flap depth (Ίΐ) is only a fraction of the profile thickness (12) present at this point.

7. Apparatus according to claim 1 and following, characterized in that the devices influencing the boundary layer flow as a function of the angle of attack or the dynamic pressure are adjustable.

For this t sheet of drawings