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Einrichtung zum Vermindern des Luftwiderstandes eines Luftfahrzeuges
Es ist bekannt, daß der Widerstand gegen die Vorbewegung von Luftfahrzeugen von
der Geschwindigkeit der Grenzschicht auf der Oberfläche der äußeren Wandungen des
Luftfahrzeuges und im besonderen der Flügel und des Rumpfes abhängt.
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Auf jeder dieser Flächen und in deren unmittelbarer Nachbarschaft
bildet sich unter der Wirkung der Reibung und der Viskosität eine Verlangsamung
der Strömung, welche sich in Energieverlusten auswirkt. Das Vorhandensein der Reibung
offenbart sich somit durch eine in der Bewegungsrichtung des Luftfahrzeuges erfolgende
Mitnahme einer gewissen Luftmasse. Die Luft würde nach dem Durchgang des Luftfahrzeuges
in Ruhe sein, wenn die Luft ein sogenanntes ideales Strömungsmittel wäre; in Wirklichkeit
wird infolge der Reibung eine gewisse Luftmasse in derselben Richtung wie das Luftfahrzeug
bewegt. Andererseits ist es bekannt, Luftfahrzeuge mittels Strahltriebwerke oder
durch Kombinationen aus derartigen Strahltriebwerken und Luftschrauben anzutreiben,
welche eine Vorschubkraft dadurch erzeugen, daß sie von der Reaktion Gebrauch machen,
die durch die nach hinten gestoßene Luft- oder Gasmasse erzeugt wird. Diese Triebwerke
nehmen eine gewisse Luftmasse vor dem Luftfahrzeug auf und stoßen sie mit einer
höheren Geschwindigkeit, als die Vorbewegungsgeschvindigkeit des Luftfahrzeuges
ist, nach hinten. Demzufolge bewegt sich diese Luftmasse nach dem Durchgang des
Flugzeuges relativ zur Gesamtmasse der Außenluft mit einer gewissen Geschwindigkeit,
die entgegengesetzt zur Bewegungsrichtung des Flugzeuges ist. Die kinetische Energie
der bewegten Luftmassen stellt einen Verlust dar, den man zu vermeiden wünscht.
Gemäß
der Erfindung wird die Grenzluftschicht, die durch die Reibung an den Außenflächen
der dem Fahrtwind ausgesetzten Teile des Luftfahrzeuges (Flügel, Rumpf) in der Bewegungsrichtung
mitgenommen wird und dadurch in ihrer Relativgeschwindigkeit gegenüber dem Luftfahrzeug
verlangsamt ist, ganz oder teilweise abgesaugt und auf dem Luftfahrzeug angeordneten,
mit Luft zu speisenden oder sonstwie zu versorgenden Vorrichtungen, wie Verdichtern
von Strahltriebwerken, Reaktionsdüsen, Verbrennungsmotoren, Wärmeaustauschern usw.,
zugeführt.
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In den Zeichnungen sind Ausführungsformen der Erfindung beispielsweise
dargestellt.
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Abb. r veranschaulicht die Entwicklung der Luftgeschwindigkeiten vor
und hinter einem Tragflügel eines Luftfahrzeuges; Abb. 2 veranschaulicht ein Reaktionstriebwerk,
«-elches die aus den Grenzschichten abgesaugte Luft benutzt und der Einfachheit
halber im Innern eines Flügels dargestellt ist; Abb. 3 zeigt ein Diagramm der Geschwindigkeit
und der Energie der Grenzschicht; Abb. 4a, 4b, 4c stellen (für verschiedene Arten
des Antriebsmotors für den Luftkompressor) ein Reaktionstriebwerk mit Ansaugung
der gesamten Grenzschicht dar, wobei die Auspuffgeschwindigkeit gleich der Bewegungsgeschwindigkeit
des Flugzeuges ist; -Abb. 5 a, 5 b, 5 c veranschaulichen (ebenfalls für verschiedene
Arten des Antriebsmotors) ein ähnliches Triebwerk, jedoch mit Absaugung eines Teiles
der Grenzschicht und einer zusätzlichen Luftschraube; Abb. 6a, 6b, 6 c veranschaulichen
(für verschiedene Arten des Antriebsmotors) ein Reaktionstriebwerk ohne Luftschraube
mit teilweiser Absaugung der Grenzschicht, wobei die Auspuffgeschwindigkeit höher
als die Vorbewegungsgeschwindigkeit des Flugzeuges ist; Abb. 7 a, 7 b, 7 c stellen
eine dritte Art eines Reaktionstriebwerkes mit teilweiser Absaugung der Grenzschicht
und zusätzlicher Zufuhr von vor dem Luftfahrzeug entnommener Luft dar; Abb. 8 betrifft
einen besonderen Fall bei Ausbildung nach Abb. 7a, bei welchem die vor dem Luftfahrzeug
entnommene Luft einen ausreichenden Druck hat, um unmittelbar dem Eingang der Reaktionsdüse
zugeführt zu werden; Abb. g veranschaulicht eine besondere Ausbildung eines Reaktionstriebwerkes
mit einer Antriebsgasturbine und einer Vorrichtung zum Wiedergewinnen von Wärme;
Abb. 1o, 1z, 12, 13 veranschaulichen verschiedene Arten der Anordnung der Triebwerke,
der Antriebsmotoren und ihrer Hauptteile an Bord eines Flugzeuges; Abb. 14 zeigt
die Entwicklung des örtlichen Reibungskoeffizienten an einem Profilteil; Abb. 15
veranschaulicht die Änderung des örtlichen Widerstandskoeffizienten beim Absaugen
an der Übergangsstelle; Abb. 16 veranschaulicht die Einlaßstellen für die Grenzluftschichtin
der Nähe der geraden Flügelhinterkante; Abb. 17 zeigt eine Sondenvorrichtung für
die Geschwindigkeitsmessung vor einem Schlitz; Abb. 18, zg, 20 veranschaulichen
die Anwendung der Erfindung auf verschiedene Hilfsvorrichtungen eines Luftfahrzeuges.
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Der Widerstand gegen die Vorbewegung eines Luftfahrzeuges ergibt sich
bekanntlich aus der Größe der verlorenen Bewegung in den Grenzschichten. In Abb.
z ist im Querschnitt ein durch sein Profil a umgrenzter Flügel dargestellt. Die
Relativgeschwindigkeit der Luft vor diesem FlügeHst gleichförmig und gleich V"..
Hinter dem Profil ist die Geschwindigkeitsverteilung unregelmäßig, und es stellt
sich eine Verminderung der Luftgeschwindigkeit am Hinterende des Profils ein, während
die Luftgeschwindigkeit Vx jenseits eines gewissen Abstandes von diesem Hinterende
bestehenbleibt. Wenn auf jeden Stromfaden der Luft der Lehrsatz der Bewegungsgrößen
zwischen zwei Querebenen X und X' vor und hinter dem Flügel angewendet wird, ergibt
sich für den Widerstand gegen die Vorwärtsbewegung R = f dm (Vx
- v), wobei dm die in der Zeiteinheit durch jeden Stromfaden geförderte
Luftmenge und v die Geschwindigkeit eines jeden Stromfadens in der Ebene X' ist.
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Bei einem Reaktionstriebwerk wird der Widerstand R durch eine Druckkraft
F ausgeglichen, wobei das Triebwerk in der Zeiteinheit eine Luftmasse M mit der
Geschwindigkeit VW aufnimmt und sie mit einer viel größeren Geschwindigkeit V1 nach
hinten ausstößt. Die Anwendung des Lehrsatzes der Bewegungsgrößen ergibt dann unter
denselben Bedingungen wie vorher F - M (V, - V').
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Die vom Triebwerk geleistete Arbeit ist alsdann
Gemäß der Erfindung kann die von dem Triebwerk aufzubringende Energie verringert
werden. Betrachtet sei ein Reaktionstriebwerk b (Abb. 2), das beispielsweise im
Innern eines Flügels a angeordnet ist. Es sei angenommen, daß, anstatt Luft mit
der Geschwindigkeit V" an der Vorderseite aufzunehmen, Luft aus der Grenzschicht
entnommen wird. Wenn wiederum der Lehrsatz der Bewegungsgrößen zwischen den Ebenen
z und 2 der Abb. 2 angewendet und angenommen wird, daß es gelingt, die gesamte Luftmenge
der Grenzschicht abzusaugen und die Auspuffgeschwindigkeit des Triebwerkes gleich
V". zu machen, dann ergibt sich, da die Geschwindigkeiten in der Ebene 2 gleich
groß und gleich V". sind, daß der Widerstand des Luftfahrzeuges gleich dem Verlust
der Bewegungsgröße der Grenzschicht ist, wenn man vom induzierten Widerstand absieht,
der sich hinter dem Flugzeug in Vertikalbewegungen der Luft ausdrückt.
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Ist die Menge der Grenzluftschicht M, so beträgt unter den gemachten
Annahmen der Widerstand gegen die Vorbewegung R = M (V",# - v), wobei
v nicht die mittlere Geschwindigkeit der Grenzschicht, sondern die Wurzel
aus dem mittleren Quadrat dieser Geschwindigkeit ist.
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Bei Anwendung der Erfindung ist die aufzubringende Energie
und demnach die Energieersparnis
welcher Ausdruck immer positiv ist.
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Man kann die gleiche Beweisführung auch benutzen, wenn die vom Triebwerk
abgegebene Luftmenge Ml von der Luftmenge M2 der Grenzschicht verschieden ist.
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Der Verlauf der Geschwindigkeit v in der Grenzschicht ist aus der
in Abb. 3 wiedergegebenen Kurve C ersichtlich. Die Dicke der Grenzschicht sei y,
Für einen Faden von der Dicke dy ist der Verlust an kinetischer Energie proportional
dem Wert
worin O das spezifische Gewicht des sich bewegenden Mediums ist. In Fig. 3 ist durch
die Kurve D der Energiegewinn dargestellt, den die Absaugung der Grenzschicht zu
erzielen gestattet. Man erkennt, daß es keinen Vorteil bedeutet, die letzten Teile
der am weitesten von der Wandung entfernt liegenden Grenzschicht abzusaugen; diese
entsprechen nur einem sehr kleinen Teil d der von der Kurve D umschlossenen
Fläche. Man müßte große Sorgfalt aufwenden, um jeden Strömungswiderstand in den
Kanälen zu vermeiden, widrigenfalls der Gewinn illusorisch würde.
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Wenn man die Dicke der abgesaugten Grenzschicht beispielsweise auf
Y, beschränkt, was eine Verminderung der entsprechenden Fördermenge gestattet, so
wird die Ausbildung der Absaugkanäle erleichtert. Um den Energieverlust des nicht
abgesaugten Teiles der Grenzschicht auszugleichen, müssen die Antriebsgase mit einer
Geschwindigkeit ausgestoßen werden, die etwas höher als V" ist, und hieraus ergibt
sich ein kleiner zusätzlicher Verlust. Man kann diesen Verlust verringern, ohne
die Dicke der abgesaugten Grenzluftschicht zu erhöhen, indem man die durch das Triebwerk
geführte Luftmenge wie bei einem gewöhnlichen Triebwerk durch Luftentnahme vor dem
Luftfahrzeug erhöht.
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Das Reaktionstriebwerk kann von irgendeiner beliebigen Bauart sein.
Das Ausführungsbeispiel gemäß Abb. q.a zeigt ein Triebwerk, das in einem Flugzeugflügel
untergebracht ist. Die Grenzluftschicht wird in der Nähe der Flügelhinterkante durch
einen Kompressor C abgesaugt, der durch einen beliebigen Motor M, beispielsweise
durch einen gewöhnlichen Kolbenmotor, angetrieben wird. Die Auspuffgase dieses Motors
werden mit dem Luftstrom gemischt, welcher von dem Kompressor vor der Ausdehnung
in die Reaktionsdüse abgegebenwird. DerAntriebsmotorkann übrigens auch eine Gasturbine
T (Abb. q.b und 4c) sein, der die ganze aus der Grenzluftschicht abgesaugte Luftmenge
(Abb. q:b) oder lediglich ein Teil dieser Luftmenge zugeführt wird (Abb. 4c), wobei
in letzterem Falle die restliche Luftmenge durch eine Nebenleitung, beispielsweise
durch einen Ringkanal, zu der Reaktionsdüse geleitet wird. Wird dagegen die Grenzluftschicht
nur zum Teil abgesaugt, dann kann der Verlust durch die restliche Grenzschicht durch
folgende Hilfsmittel ausgeglichen werden z. Vorsehen einer gewöhnlichen Luftschraube,
die gleichzeitig mit dem Kompressor des Triebwerkes angetrieben wird. Die Ausstoßgeschwindigkeit
V1 der Gase des Strahltriebwerkes kann dabei gleich der Geschwindigkeit V, des Flugzeuges
sein.
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2. Ausstoßen des Gasstromes des Triebwerkes mit einer Geschwindigkeit
V1, die größer als V", ist, mittels einer vorhergehenden stärkeren Kompression dieses
Gasstromes.
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In dem letztgenannten Falle ist der zusätzliche Vortriebseffekt an
den Unterschied zwischen V1 und V"" gebunden, und zu große Abweichungen zwischen
diesen beiden Geschwindigkeiten ergeben einen niedrigen Wirkungsgrad. Um diesen
zu verbessern, kann man als drittes Hilfsmittel die für den Vorschub benutzte Luftmenge
erhöhen, indem man über die aus der Grenzluftschicht abgesaugte Luftmenge hinaus
einen Eintritt von zusätzlicher Luft vorsieht, die vor dem Flugzeug entnommen und
einer geeigneten Stufe des Kompressors zugeführt wird, um ihrem höheren dynamischen
Druck Rechnung zu tragen, der in dem Verteiler durch Verringerung der Geschwindigkeit
vor dem Eintritt in den Kompressor in statischen Druck umgewandelt wird.
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In den Abb. 5 a, 5 b, 5 c ist schematisch die Anwendung des ersten
Hilfsmittels für ein Reaktionstriebwerk mit Luftschraube, das durch einen gewöhnlichen
Motor M (Abb. 5 a) oder durch eine Einkreisergasturbine T (Abb. 5) oder durch eine
Zweikreisergasturbine, d. h. eine Turbine, bei der ein Teil der vom Kompressor gelieferten
Luft über einen Nebenweg geführt wird (Abb. 5c), angetrieben wird.
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Die Abb. 6a, 6b, 6 c veranschaulichen schematisch die Anwendung
des zweiten Hilfsmittels (mit V1 > V".) bei einem Reaktionstriebwerk ohne Luftschraube,
das durch einen gewöhnlichen Motor M (Abb. 6a) oder durch eine Einkreisergasturbine
T (Abb. 6b) oder durch eine Zweikreisergasturbine T (Abb. 6 c) angetrieben wird.
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Die Abb.7a, 7b, 7c veranschaulichen das dritte Hilfsmittel mit einer
zusätzlichen Entnahme von Luft vor dem Triebwerk. Diese zusätzliche Luft wird einer
geeigneten Stufe des Kompressors C zugeführt, welcher von einem gewöhnlichen Motor
M (Abb. 7a) oder von einer Einkreisergasturbine T (Abb. 7b) oder von einer Zweikreisergasturbine
(Abb. 7c) angetrieben wird.
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Die Anordnungen, welche Kombinationen der oben beschriebenen Einrichtungen
verwenden, sind nicht dargestellt. Sie entsprechen beispielsweise den Fällen gemäß
den Abb. 5 a, 5 b oder 5 c, indem man V1 > V"" macht, aber die Leistung des Propellers
demzufolge verringert, oder auch den Fällen gemäß den Abb. 7a, 7b, 7c unter Verwendung
einer zusätzlichen Luftschraube, um den Unterschied zwischen V1 und V"" zu verringern.
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Man kann übrigens auch in allen Fällen, bei denen ein Propeller verwendet
wird, den Gasstrom des Triebwerkes mit einer Geschwindigkeit V1 austreten lassen,
die geringer als l'" aber höher als die Geschwindigkeit
der Luft
in der Grenzschicht an der Stelle ist, an der sie abgenommen wird; der Propeller
würde alsdann eine etwas höhere Leistung als sonst zu liefern haben.
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Schließlich kann es auch ausreichend sein, die vor dem Triebwerk entnommene
Luft nicht mehr in den Kompressor des Triebwerkes gehen zu lassen, sondern gleich
mit dem Gasstrom zu mischen, welcher durch die aus der Grenzschicht abgesaugte Luftmenge
und die Auspuffgase des Antriebsmotors vor der Entspannung in der Reaktionsdüse
gebildet wird. Abb. 8 veranschaulicht diesenFall, wobei derAntriebsmotor einebeliebige
Bauart haben kann.
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Wenn der Antriebsmotor von einer Gasturbine gebildet wird, dann ist
es bekanntlich mit Rücksicht auf den Wirkungsgrad sehr erwünscht, die Luft vor der
Verbrennung durch die in den Auspuffgasen enthaltene Wärme mittels eines Wärmeaustauschers
hinter der Turbine und vor der Reaktionsdüse zu erwärmen.
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Bei gewöhnlichen Reaktionstriebwerken, welche einen vor dem Luftfahrzeug
entnommenen Luftstrom verwenden und bei denen die Ausstoßgeschwindigkeit V1. der
Gase bedeutend höher als V", ist, weiß man, daß die Benutzung eines solchen Wärmeaustauschers
wegen seines Gewichtes und auch deswegen auf Schwierigkeiten stößt, daß, um denselben
Nutzeffekt zu erzielen, die Verringerung des Gaspotentials vor der Entspannungsdüse
dazu zwingt, die Anlage zu vergrößern und eine bedeutend größere Luftmenge zu verwenden.
Da bei Anwendung der Erfindung die Ausströmgeschwindigkeit von der Größenordnung
Y". ist, ist die Entspannung in der Reaktionsdüse viel geringer, und die Anordnung
eines solchen Wärmeaustauschers wird wichtig. In dem Ausführungsbeispiel gemäß Abb.9
ist ein Austauscher E in Verbindung mit einem Triebwerk dargestellt, welches eine
zusätzliche Luftschraube aufweist und bei welchem der Strom der von der Turbine
T aufgenommenen Verbrennungsluft nur ein Bruchteil des von dem Kompressor Cl aus
der Grenzschicht angesaugten Luftstromes ist. Ein Wärmeaustauscher kann auch mit
den anderen oben beschriebenen Anordnungen kombiniert werden. Der Kompressor Cl,
welcher die Luftmenge aus der Grenzschicht absaugt, drückt diese in eine Nebenleitung
und in den Kompressor C2 des mit einer Gasturbine arbeitenden Verbrennungsmotors.
Die von dem Kompressor C2 abgegebene Luft gelangt in den W änneaustauscherE, der
hinter der Gasturbine T angeordnet ist, und erwärmt sich vor ihrem Eintritt in die
Verbrennungskammern der Turbine.
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Schließlich ist bekannt, daß die Auspuffgase vor ihrer Entspannung
in der Reaktionsdüse durch eine zusätzliche Wärmequelle erhitzt werden können" um
eine dauernde oder vorübergehende Vergrößerung der Vorschubkraft zu bewirken.
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Die oben beschriebenen Triebwerke können je nach den Unterbringungsmöglichkeiten
außerhalb oder innerhalb der Flügel und des Rumpfes eines Flugzeuges angeordnet
werden. Abb. =o veranschaulicht beispielsweise ein Flugzeug, welches mit Reaktionstriebwerken,
die mit Absaugung der Grenzlüftschicht und mit einem Verhältnis von V1 > V", arbeiten,
d. h. entsprechend einer der oben beschriebenen Kombinationen ausgerüstet ist. Jeder
Flügel weist in der Nähe seiner Hinterkante einen Schlitz f auf, durch den Reaktions
triebwerke P1, P2, P3, P4 mit Luft gespeist werden Der Rumpf des Flugzeuges kann
gleichfalls ai seinem hinteren Ende mit Schlitzen f2 versehen sein durch die ein
weiteres Triebwerk P5 mit Luft gespeis wird. Es können die Anzahl der Triebwerke
sowie ihrs Anordnung im Innern oder auf der Außenseite der Flü gel und des Flugzeugrumpfes
verändert werden; ebens( können die Verbindungen zwischen den Absaug schlitzen für
die Grenzluftschichten und den Trieb werken und ferner die Anordnung der Kompressorer
und die Bauart derAntriebsmotorenzweckentsprechen( anders gewählt werden; schließlich
kann man aucl Luftfänger oder Luftschrauben vor den Triebwerker vorsehen.
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Von den verschiedenen möglichen Kombinationen kann beispielsweise
diejenige nach Abb. =i gewähli werden, bei der die Luft aus den Grenzschichten mittels
auf den Flügeln angebrachter Schlitze i abgenommen und durch Sammelkanäle 2 einem
einzigen Reaktionstriebwerk zugeführt wird, welches eine Luftschraube 3, einen Axiallrompressor
q., . einen Antriebsmotor 5 für den Antrieb der Luftschraube und des Kompressors
und schließlich eine Reaktionsdüse 6 aufweist.
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Um den Gesamtraum der Motoren oder von Teilen der Motoren in den Flügeln
weitestgehend herabzusetzen und den Strömungswiderstand der abgesaugten Luftmenge
zu verringern, wird zweckmäßig in den Flügeln nur derjenige Teil des Triebwerkes
angeordnet, welcher mit der aus der Grenzschicht entnommenen Luftmenge arbeitet,
während im Rumpf beispielsweise derjenige Teil des Triebwerkes untergebracht werden
kann, welcher zur Lieferung der Energie für den Antrieb der Kompressoren dient.
Diese Energie kann mittels der üblichen mechanischen oder pneumatischen Hilfsmittel
ohne oder vorzugsweise mit Erwärmung der umlaufenden Luft übertragen werden.
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Abb. i2 veranschaulicht eine solche Ausführungsform, bei welcher den
in den Flügeln untergebrachten Triebwerken die aus den Grenzschichten durch Schlitze
7 abgesaugte Luftmenge über Sammelkanäle zugeführt wird und ein Kompressor 8 die
Verdichtung dieser Luftmenge gewährleistet. Der Antrieb des Kompressors 8 erfolgt
durch eine Gasturbine 9, die durch die von einem zweiten Kompressor =o kommenden
heißen Gase gespeist wird. Der zweite Kompressor =o ist im Rumpf angeordnet und
wird durch einen beliebigen Motor =i angetrieben, der selbst eine Gasturbine sein
kann, die von einem Teil der vom Kompressor =o kommenden Luft, welche in einer Verbrennungskammer
erhitzt wird, gespeist werden kann. Die aus dem Kompressor =o kommende Luft wird
in einer Verbrennungskammer 13 erhitzt und über einen Kanal 12 der Gasturbine 9
zugeführt. Die Auspuffgase der Gasturbine 9 speisen schließlich, nachdem sie mit
der vom Kompressor 8 kommenden Luft vermischt worden sind, die Reaktionsdüse =q..
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Abb. 13 veranschaulicht als Beispiel die Anordnung eines Reaktionstriebwerkes
unter dem Flügel 15 eines Luftfahrzeuges mit Absaugung der Grenzluftschicht durch
Schlitze 16, 17 in der Nähe der hinteren Flügelkante. Die aus der Grenzschicht abgesaugte
Luft
durchquert den Hauptträger 18 des Flügels und gelangt in einen
Kompressor ig. Auf der Ausgangsseite des Kompressors ig wird ein Teil des Luftstromes
durch einen Ringkanal ig. zur Eingangsseite der Reaktionsdüse 2o abgezweigt, während
der übrige Teil der Luft des Kompressors ig, der in einem zusätzlichen Kompressor
21 eine weitere Verdichtung erfährt und in einer Brennkammer 22 erhitzt wird, eine
Gasturbine23 speist. Die durch die Gasturbine 23 gelieferte Energie treibt eine
Luftschraube 24 an.
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Aus Gründen der Erleichterung der Regelung kann es zweckmäßig sein,
das Reaktionstriebwerk, das mit Absaugung der Grenzluftschicht arbeitet, nicht,
wie oben angegeben, mit einem zusätzlichen Antrieb zu kombinieren. Die Teile können
viehhehr vollkommen unabhängig voneinander sein, wobei das Triebwerk mit Absaugung
der Grenzluftschicht die Ausbildung gemäß Abb. q., 6 oder 7 haben kann (diese Triebwerke
liefern bereits eine geringe Überschußkraft), während die zusätzliche Gruppe oder
Gruppen Luftschrauben oder Reaktionstriebwerke gewöhnlicher Bauart sein können.
Diese Anordnung hat den Vorteil, daß beispielsweise beim Emporsteigen, bei dem die
Dicke der Grenzschicht sich nicht merklich ändert, die Regelung der erstgenannten
Teile unverändert bleibt, während die letztgenannten Teile stärker angetrieben werden,
um die für ein schnelles Emporsteigen notwendige Mehrleistung zu liefern.
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Das Absaugen der Grenzluftschicht muß, wie auseinandergesetzt, in
der Nähe der Hinterkanten derFlügel und des Rumpfes erfolgen. Es ist bekannt, daß
bei laminarer Strömung der Grenzluftschicht der örtliche Reibungskoeffizient sich
um so mehr verringert, je größer die Entfernung von der Bugkante wird. Abb. 14 veranschaulicht
im Schnitt das Profil a sowie den Verlauf der Größe des örtlichen Reibungskoeffizienten
C f
als Funktion von der Lage des auf dem Profil angenommenen Punktes. Wenn
man eine Zwischenabsaugung bei f vorsieht, wird der Reibungskoeffizient Cfl durch
Cfl + Cf2 ersetzt, was schädlich wäre. Wenn hingegen die Grenzluftschicht in Wirbeln
strömt, entwickelt sich der Reibungskoeffizient gemäß Abb.15 nach der abweichenden
Kurve i, 2, 3, q., in welcher der Punkte dem Übergangspunkt entspricht. Dadurch,
daß man eine Absaugung bei P vorsieht, erhält man für den örtlichen Reibungskoeffizienten
die Kurve i, 2, 3', q.' mit einem entsprechenden Gewinn im Reibungswert. Die Absaugung
der Grenzluftschicht kann an diesem Punkt und . gleichzeitig in der Nähe der hinteren
Flügelkante auf beiden Seiten des gleichen Flügels oder des Rumpfes erfolgen.
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Bei gewissen Anstellwinkeln der Tragflügel kann das Abreißen der Stromfäden
dadurch vermieden werden, daß das Absaugen der Grenzluftschicht an geeignet ausgewählten
Stellen vorgenommen wird. Man sieht alsdann in Kombination mit dem Reaktionsantrieb
Mittel vor, welche eine dauernde oder vorübergehende Erhöhung der Tragkraft, beispielsweise
beim Starten oder beim Landen, zu erzielen gestatten.
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Gemäß der Erfindung kann das Absaugen der Grenzluftschichten durch
Schlitze erfolgen, welche in der Nähe der Hinterkante der Flügel und des Rumpfes
angeordnet sind, sowie durch Schlitze, welche an der j rtTbergangsstelle zwischen
dem Bereich der laminaren Strömung und dem der Wirbelströmung angeordnet sind, indem
man die erstgenannten Schlitze schließt und sie entsprechend der Tragwirkung ganz
oder teilweise durch entsprechende Hilfsschlitze ersetzt.
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Es ist andererseits auseinandergesetzt worden, daß es notwendig ist,
die kinetische Energie der Luft der Grenzschicht oder eines Teiles der angesaugten
Schicht möglichst vollständig zurückzugewinnen. Da diese Grenzluftschicht aus Stromfäden
von verschiedenen Geschwindigkeiten zusammengesetzt ist, ist es von Vorteil, diese
Absaugung zu unterteilen, um die Energie dieser Stromfäden besser zurückzugewinnen.
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Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Abb. 16 sind in dem Flügel (im Querschnitt
dargestellt) kurz vor der Flügelhinterkante auf der Außenseite Schlitze ttl, a2,
a3
und auf der Innenseite Schlitze b1, bz, b3 vorgesehen, wobei diese Schlitze
jeweils mit verschiedenen Drücken Sammelkammern 25, 26, 27 bzw. 25', 26', 27' speisen,
die innerhalb des Flügels angeordnet sind.
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Um die kinetische Energie der Stromfäden der angesaugten Grenzluftschicht
in bester Weise zurückzugewinnen, haben die Schlitze vorzugsweise ein Längsprofil
in Form eines Verteilers oder eines divergierenden Kanals von gegebenenfalls regelbarem
Querschnitt. Der erste Schlitz, der die Energie eines Stromfadens mit einer Geschwindigkeit
nahe dem Wert Null zurückgewinnt, braucht keinen divergierenden Kanal zu umfassen
und kann aus einer Reihe von Löchern bestehen, die in der Fläche angebracht sind.
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Man kann auf diese Weise verschiedene Arten der Speisung des oder
der Kompressoren jedes Triebwerkes verwirklichen, wenn beachtet wird, daß die verschiedenen
Absaugungen der Elemente der Grenzluftschicht mit verschiedenen Drücken und Mengen
erfolgen. Die Absaugungsstellen können einzeln mit geeigneten Stufen des Luftkompressors
bzw. der Luftkompressoren verbunden werden, was auch für die Abgabe der vor dem
Triebwerk entnommenen Luftmenge vorgesehen werden kann.
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Die mit Absaugung der Grenzluftschicht arbeitenden Triebwerke können
so geregelt werden, daß sie bestimmte Stromfäden aus der Dicke der Grenzschicht
absaugen (Abb. 17). Um diese Regelung zu erzielen, können beispielsweise Sonden
28 verwendet werden, welche die Geschwindigkeit in einer gegebenen Entfernung von
der Außenwand anzeigen. Wenn die Grenzschicht in der Dicke zunimmt, erhöht sich
der Unterschied zwischen der durch die Sonde angezeigten Geschwindigkeit und der
Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, und das Umgekehrte tritt im entgegengesetzten
Falle ein. Die abgesaugte Menge kann entsprechend den Angaben dieser Sonden im Vergleich
zu der Angabe einer in der ungestörten Strömung liegenden Sonde geregelt werden.
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Das oben beschriebene Antriebssystem kann mit Hilfsgeräten des Luftfahrzeuges
sowohl für den normalen Betrieb als auch für besondere Betriebsbedingungen kombiniert
werden.
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I. Man kann beispielsweise bei einem gewöhnlichen Kolbenmotor, der
mit einem Kompressor mit Überdruckspeisung versehen ist, diesen Kompressor die Luft
aus der Grenzschicht anstatt durch ein Rohr ansaugen
lassen, das
dem Fahrtwind ausgesetzt ist. Diese Anordnung würde indessen die Leistung des Motors
vermindern, der anderenfalls infolge des dynamischen Druckes der Luft, die in ein
dem Fahrtwind ausgesetztes Rohr üblicher Bauart eingesaugt wird, günstiger arbeiten
würde. Deshalb empfiehlt es sich, wie in Abb. 18 wiedergegeben, zwei Lufteinlässe
31, 32 vorzusehen, von denen der Einlaß 32 in der Grenzluftschicht und der Einlaß
31 in einem Rohr angeordnet ist, das in der Bewegungsrichtung verläuft, wobei jeder
dieser Lufteinlässe mit einer Klappe 29, 30 versehen ist. M ist ein Motor
und C ein Kompressor für Überdruckspeisung. Die Lufteinlässe 31, 32 sind
beispielsweise in einem Flügel I_ angeordnet. 33 ist eine Regelklappe in der Leitung
zum Kompressor C. In großen Höhen oder für große Kräfte wird man den vorderen Lufteinlaß
31 benutzen. In geringen Höhen oder im Sparbetrieb wird man dagegen den hinteren
Lufteinlaß 32 verwenden. Auf diese Weise wird ein doppelter Vorteil erzielt. Mit
dem hinteren Lufteinlaß läßt sich die Strömung durch die Steuerklappe 33 vermindern,
wenn der Speisedruck des Motors herabgesetzt werden soll, und gleichzeitig wird
durch Ansaugung der Grenzschicht der Widerstand des Tragwerkes verringert.
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II. Bei der Landung kann die Grenzluftschicht an solchen Stellen abgesaugt
werden, daß ein Sichablösen des strömenden Mediums verhindert und dadurch eine hohe
Tragwirkung erzielt wird. Gemäß Abb. i9 kann man die Luft in einen besonderen Abblasschlitz
strömen lassen, welcher auf der Unterseite angeordnet ist und die Luft entgegen
der Flugrichtung ausströmen läßt, um eine aerodynamische Bremsung zu bewirken. Das
Absaugen der Grenzluftschicht in den Rumpf a erfolgt gewöhnlich durch Schlitze
f, f', und der normale Strom geht durch die Düse 7 hindurch. Der zur Erhöhung
der Tragfähigkeit vorgesehene Absaugschlitz ist bei f " angeordnet, der Abblasschlitz
für die aerodynamische Bremsung ist auf der Unterseite bei f"' angeordnet und läßt
die Luft entgegen der Flugrichtung ausströmen. Das Öffnen oder Schließen der Schlitze
sowie gegebenenfalls das Schließen der Reaktionsdüse 7 im Fälle einer aerodynamischen
Bremsung kann durch Klappen od. dgl. bewirkt werden. Die Steuerung wird vom Piloten
mittels geeigneter Steuermittel ausgeführt.
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111. Anordnungen von Flügelkühlern oder Rumpfkühlern, bei denen
ein Kühler oder Wärmeaustauscher unter einer Haube angeordnet ist, sind bekannt.
Die Kühlluft dringt in die Vorrichtung mit einer Geschwindigkeit V, ein und verläßt
sie mit einer Erwärmung infolge der aus dem abzukühlenden Medium aufgenommenen Wärme
mit einer Geschwindigkeit vl. Wenn die durch die Vorrichtung in der Zeiteinheit
strömende Luftmenge gleich M ist, so ist der durch die Vorrichtung dargebotene Widerstand
R = M (V<,# - v,). Gemäß der Erfindung kann man einem Wärmeaustauscher 34 (Abb.
2o), der in einem Flügel angeordnet ist, Luft zuführen, die der Grenzschicht in
der Nähe der Flügelhinterkante entnommen ist. Diese abgesaugte Luft muß durch einen
Ventilator 35 komprimiert werden. Diese Anordnung stellt eine Verbesserung des Wirkungsgrades
der Vorrichtung dar. Um dies zu beweisen, sei zum Zwecke der Vereinfachung angenommen,
daß der Widerstand eines üblichen Kühlers gleich Null, d. h. daß v, -- V@ ist. Bei
einem Kühler, dem abgesaugte Luft aus der Grenzschicht zugeführt wird, sei angenommen,
daß die mittlere Geschwindigkeit der abgesaugten Luft in der Grenzschicht gleich
vo ist und daß die in der Zeiteinheit abgegebene Luftmenge gleich 31 ist.
Dem Widerstand des Flügels entspricht eine Vorschubkraft T4 'o =: M (V, -
v.), die durch ein beliebiges Mittel zu liefern wäre. Wenn die Luft aus der Vorrichtung
mit der Geschwindigkeit V, entweicht, spart man diese Kraft vollständig.