DE3345154C2

DE3345154C2 - Tragflügel für Luftfahrzeuge

Info

Publication number: DE3345154C2
Application number: DE3345154A
Authority: DE
Inventors: Gerhard Dr.-Ing. 8011 Baldham Löbert
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1983-12-14
Filing date: 1983-12-14
Publication date: 1987-02-12
Also published as: US4674717A; DE3345154A1

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf einen Tragflügel für Luftfahrzeuge, der zur Erhöhung der resultierenden Vortriebs- bzw. Auftriebskraft den Schubstrahl mit der flügelnahen Strömung mischt, wobei dies vorschlagsgemäß im Bereich des größten Unterdrucks zur Strahlmischung der Gebläseabluft direkt in die Grenzschicht geschieht. Die Durchführbarkeit und die wirkungsmäßigen Leistungen werden anhand zahlreicher mathematischer Ableitungen nachgewiesen.

Description

Die Erfindung betrifft einen Tragflügel für Luftfahrzeuge mit über die Spannweite des Tragflügels auf dessen Saugseite angeordneten Düsen, durch die Druckluft von einem Niederdruckgebläse über einen Verteilerkanal im Tragflügel in die Grenzschicht einblasbar ist.

Durch die DE-PS 6 62 426 ist ein solcher Tragflügel bereits bekanntgeworden. Hier wird über eine Vielzahl von Einzeldüsen ein Saugdüsensystem nach Art von Ejektoren gebildet.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Vortriebskraft noch mehr zu erhöhen und dadurch den Kraftstoffverbrauch noch weiter zu verbessern, wobei von der aerodynamischen Erkenntnis ausgegangen wird, daß jede Störung der Impulsverlustdicke der Flügelgrenzschicht verstärkt wird, wenn diese Störung in einem Gebiet hohen Unterdruckes auftritt, denn beispielsweise hat es sich erwiesen, daß die Widerstandswirkung von Nietköpfen, Blechstößen usw. auf der Flügelsaugseite wesentlich stärker als auf der Flügelunterseite ist.

Die gestellte Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 vorgeschlagenen Maßnahmen gelöst. In der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel abgehandelt. Zur näheren Erläuterung und Veranschaulichung dienen die Fig. der Zeichnung. Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Draufsicht auf das beschriebene Ausführungsbeispiel,

Fig. 2 einen Querschnitt eines Ausführungsbeispieles mit Strahlausblasung entlang der Linie A-A gemäß Fig. 1.

Fig. 3a ein Diagramm der betrachteten Geschwindigkeitsverteilungsform,

Fig. 3b ein Diagramm des Verlaufs der Impulsverlustdicke ohne und mit Strahlausblasung,

Fig. 4 ein Diagramm der Schubverstärkung bei schwach gestörter Grenzschicht,

Fig. 5 ein Diagramm bezüglich des Einflusses des reibungsbedingten Strahlimpulsverlustes auf die Schubverstärkung,

Fig. 6 ein Diagramm für die Schubverstärkung bei ausgeglichener X-Kraft,

Fig. 7 ein Diagramm über die relative Widerstandsverringerung in Abhängigkeit von der Blasluftmenge.

Die nachfolgend beschriebene und in der Fig. 1 schematisch gezeichnete Flügelkonstruktion betrifft die Kombination eines Tragflügels 10 mit zwei Niederdruckgebläsen 11, die in einem Lufteinlaufgehäuse 15 angeordnet sind, das die in der Stromröhre 14 angesaugte Luft vorkomprimiert und deren Abluft über Spaltdüsen 20 auf der Flügelsaugseite 10a im Bereich des größten Unterdruckes direkt in die Grenzschicht geblasen wird. Mit 16 sind die Umlenkschaufeln zur Luftverteilung in dem Verteilerkanal 17 bezeichnet, während mit 18 die Ebene der Spaltdüsen 20 bezeichnet ist. Eine aerodynamische Analyse hat ergeben, daß für eine repräsentative Saugseitengeschwindigkeitsverteilung eine Schuberhöhung bzw. Widerstandsverringerung von ca. 20% des Flügelwiderstandes zu realisieren ist und eine weitere Kraftstoffersparnis von rund 5% erbringt. Außerdem besitzt die vorgeschlagene Ausführung den weiteren Vorteil, daß der Druck auf der Saugseite 10a des Flügels weiter abgesenkt werden kann, ohne daß es zu einer Ablösung der Grenzschicht kommt. Dies führt dazu, daß der Flügel 10 bei vorgegebener Reiseflug-Machzahl dicker ausgeführt werden kann. Nachstehend wird der Grenzfall eines wandnahen Strahles verschwindend kleiner Ergiebigkeit analysiert, anschließend wird der Fall einer endlichen Strahlstärke behandelt und die Wirksamkeit saugseitiger Strahlenausbreitung abgeschätzt.

Nachstehend sei eine Aufstellung der verwendeten Bezeichnung gegeben. Es bedeuten

C[tief]FRef = F[tief]Ref/ ½ pV[hoch]2oo/ Referenzschubbeiwert

C[tief]Wp Profilwiderstandsbeiwert der Flügelsaugseite

Großes Delta C[tief]Wp Verringerung des Profilwiderstandsbeiwertes durch Strahlausblasung

f Strahlimpulsverlustverhältnis (s. Gl. 9)

F[tief]Ref Referenzschub

Verdichterauffangquerschnitt je Einheitsspannweite äquivalente Strahlhöhe

H = kleines Delta[tief]1/kleines Delta[tief]2 Formparameter

/ Profiltiefe

= p großes Delta h V[tief]s Strahlenergiebigkeit je Einheitsspannweite

p0[tief]s Strahlgesamtdruck

p0[tief]unendlich Gesamtdruck der Anströmung

P Gebläseantriebsleistung

Re Reynoldszahl
<NichtLesbar>

V Strömungsgeschwindigkeit am äußeren Rande der Grenzschicht

V unendlich Fluggeschwindigkeit

V[tief]s Strahlaustrittsgeschwindigkeit

V[tief]s unendlich Strahlgeschwindigkeit des Referenztriebwerks

V Mal V in der Strahlaustrittsebene

großes Delta[tief]Wp Verringerung des Profilwiderstandes durch Strahlausblasung

x Abstand von Profilvorderkante, gemessen parallel zur Profilsehne

x[hoch]Mal x entsprechend der Strahlaustrittsebene

kleines Delta[tief]1 Verdrängungsdicke der Grenzschicht

kleines Delta[tief]2 Impulsverlustdicke der Grenzschicht

kleines Delta[tief]2k kleines Delta[tief]2 unmittelbar vor dem Strahlaustrittsquerschnitt

kleines Delta[tief]2s Änderung von kleines Delta[tief]2 durch den Strahl

großes Delta kleines Delta[tief]2Mal Effektive Störung von kleines Delta[tief]2 durch den Strahl

großes Delta kleines Delta[tief]2[hoch]Mal ideal Impulsverlustdicke des Strahls im Austrittsquerschnitt

kleines Eta F Froude-Wirkungsgrad (s. Gl. 16)

kleines Eta[tief]v Gebläsewirkungsgrad

p Luftdichte

kleines Tau[tief]0 Wandschubspannung

Index bezieht sich auf

H die Profilhinterkante

K die Knickstelle der Geschwindigkeitsverteilung

Wie erwähnt, wird eingangs das Flügelprofil mit schwach gestörter turbulenter Grenzschicht behandelt. Bekanntermaßen kann bei inkompressibler, nichtabgelöster Strömung die Impulsverlustdicke der turbulenten Grenzschicht wie folgt berechnet werden:

(1)

Hierbei beziehen sich x[hoch]Mal, kleines Delta[tief]2[hoch]Mal und V Mal auf einen beliebigen im Bereich der turbulenten Grenzschicht liegenden Konturpunkt.

Der Faktor [V[tief]unendlich/V(X)][hoch]3,4 in Gl. 1 zeigt, daß ein im Gebiet hohen Unterdruckes erzeugter Beitrag zur Impulsverlustdicke sich in dem Maße verstärkt, wie V(X)[hoch]-3,4 stromabwärts des Unterdruckgebietes zunimmt.

Der Widerstand einer Profilseite, der durch

(2)

gegeben ist, berechnet sich aus Gl. 1 und Gl. 2 zu

(3)

In der Grenzschichtrechnung ist es üblich, den Faktor (V[tief]unendlich/V[tief]H)[hoch]0,2 gleich 1,0 zu setzen.

Wird nun die Impulsverlustdicke kleines Delta[tief]2[hoch]Mal durch Ausblasung eines schwachen wandnahen Strahls um den Betrag
<NichtLesbar>
abgesenkt, so verringert sich der Widerstandsbeiwert dieser Profilseite.

(4)

Wie man sieht, wird die größte Widerstandsverringerung dann erzielt, wenn der Strahl am rückwärtigen Ende des Gebietes größten Unterdrucks ausgeblasen wird.

Bei vollturbulenter Grenzschicht hängt das Verhältnis von kleines Delta[tief]2[hoch]Mal zu C[tief]Wp Mal / nur von der Geschwindigkeitsverteilung
<NichtLesbar>
und von X[hoch]Mal/l ab. Für die in Fig. 3 skizzierte Geschwindigkeitsverteilung gilt für X[hoch]Mal = X[tief]K, V[hoch]Mal/V[tief]unendlich = 1,5 und X[tief]K/l= 0,6

(5)

Die Abhängigkeit dieses Wertes von V[hoch]x/V[tief]unendlich, X[tief]K/l und X[hoch]Mal/l ist wegen des geringen Wertes des Exponenten in Gl. 5 relativ gering.

Mit Gl. 5 wird Gl. 4

(6)

Ein Wandstrahl der Höhe großes Delta h, der mit der Geschwindigkeit V[tief]s, ausgeblasen wird, reduziert die Impulsverlustdicke der Grenzschicht um

(7)

Ferner ist bekannt, daß ein Wandstrahl im Laufe der Strahlausbreitung einen Teil seines Anfangsimpulses durch Wandreibung verliert. Dieser Impulsverlust wird mit

(8)

angegeben. Er ist umso geringer, je rascher der Impuls vom Strahl auf die Grenzschicht übertragen wird, d. h. je größer die relative Differenzgeschwindigkeit (V[tief]s-V[tief]x)/V[tief]x gewählt wird.

Es gibt mehrere Möglichkeiten, den hohen Strahlimpulsverlust des einfachen Wandstrahls zu vermeiden. Wird die Intensität der Strahlvermischung durch geeignete Gestaltung der Spaltdüse erhöht, so wird die Strahlgeschwindigkeit in einer kürzeren Strecke abgebaut. Dadurch verringert sich die Wandreibung.

Eine zweite Möglichkeit besteht darin, den Strahl mittels einer Luftschicht geringerer Strömungsgeschwindigkeit so lange von der Wand fernzuhalten, bis die Geschwindigkeit im Strahl deutlich zurückgegangen sind. Diese isolierende Luftschicht erhält man am einfachsten durch Umleitung der wandnahen Strömung der Profilunterseite von der Druckseite zur Profilsaugseite (s. Fig. 2) über einen Umleitungskanal 21 mit einem Austrittsschlitz 22.

Bezeichnet man das Verhältnis der durch die erhöhte Wandreibung bedingten Strahlverluste mit f.

(9)

so beträgt die effektive Absenkung der Impulsverlustdicke der Grenzschicht stromabwärts der Düse

(10)

Die Verringerung des Profilwiderstandes großes Delta W[tief]p berechnet sich aus den Gln. 6 und 10 zu

(11)

Sieht man zunächst von den Druckverlusten in den Zuführungskanälen ab, so muß für die Erzeugung der Blasluft eine Leistung von

(12)

bereit gestellt werden.

Würde in einem Vergleichstriebwerk, welches sich in großer Entfernung vom Profil befindet, mit der gleichen Leistung ein Freistrahl der Geschwindigkeit V[tief]s unendlich erzeugt, so würde dieses Triebwerk bei gleichem Gebläsewirkungsgrad kleines Eta v einen Nettoschub von

(13)

erzeugen. In dimensionsloser Form lautet diese Gleichung

(14)

Für das Verhältnis von Widerstandsverringerung - großes Delta W[tief]p zu Referenzschub F[tief]Ref, das hier mit Schubverstärkungsfaktor bezeichnet wird, erhält man dann folgende Beziehung:

(15)

Fig. 4 zeigt die Abhängigkeit dieses Verstärkungsfaktors von V Mal / V[tief]unendlich und V[tief]s/V Mal für f = 0,2 und V[tief]s unendlich / V[tief]unendlich = 1,5.

Letzterer Wert entspricht dem Strahlgeschwindigkeitsverhältnis moderner Zweikreistriebwerke im Reiseflug. Eine Untermauerung des angesetzten Strahlimpuls-Verlustfaktors f ist nicht möglich, da für die in Fig. 2 gezeigten Strahlanordnungen keine Meßergebnisse bekannt sind. Der angenommene Wert dürfte kaum überschritten werden, da bei diesen Konfigurationen die direkte Wechselwirkung zwischen Strahl und Wand nahezu eliminiert ist. Wie man sieht, nimmt die Schuberhöhung im Grenzfall V[tief]s Pfeil nach rechts V Mal proportional zur Übergeschwindigkeit V Mal - V[tief]unendlich zu. Daran sieht man, daß die schuberhöhende Wirkung der Strahlausblasung in direktem Zusammenhang mit dem Zusatzwiderstand steht, den das Profil endlicher Dicke und Wölbung gegenüber der ebenen Platte aufweist. Die Abnahme der Schubverstärkung mit zunehmendem V[tief]s/V Mal bzw. Gebläsedruckverhältnis ist weitgehend auf die Abnahme des Froude-Wirkungsgrades zurückzuführen, der im Falle eines freifahrenden Gebläses durch

(16)

gegeben ist.

Fig. 5 zeigt für V Mal/V[tief]s unendlich = 1,6 den Einfluß des Strahlimpuls-Verlustfaktors f auf die Schubverstärkung. Es ist klar ersichtlich, daß eine schuberhöhende Wirkung nur dann zustande kommt, wenn es gelingt, die hohe Wandreibung des Wandstrahls deutlich abzubauen.

Nunmehr soll das Flügelprofil mit wandnaher Strahlausblasung bei ausgeglichener X-Kraft behandelt werden.

Es wird eine vollturbulente Grenzschicht sowie das in Fig. 3 skizzierte Geschwindigkeitsprofil vorausgesetzt.

Nach Gl. 1 beträgt die Impulsdicke im Punkt X = X[tief]K

(17)

Im Punkt X = X[tief]K wird ein wandnaher Strahl der Ergiebigkeit

(18)

mit der Geschwindigkeit V[tief]s in die Grenzschicht geblasen. Dadurch wird die Impulsverlustdicke um

(19)

abgesenkt. In Gl. 19 ist der Impulsverlust durch erhöhte Wandreibung bereits berücksichtigt.

Nach einigen Düsenbreiten geht die Impulsverlustdicke in den Wert

kleines Delta[tief]2K + kleines Delta[tief]2s

über.

Im Bereich X[tief]K < X < / ist die Impulsverlustdicke durchwegs negativ, da bei ausgeglichener X-Kraft kleines Delta[tief]2H gleich Null ist (s. Fig. 3b). Gl.1, die nur für positive Werte von kleines Delta[tief]2 gilt, ist daher auf die Strecke X[tief]K < X < X[tief]H nicht anwendbar. Eine alternative Beziehung für die Berechnung der Impulsverlustdicke erhält man, wenn man bei der Integration der Impulsgleichung der Grenzschicht

(20)

nicht nur wie üblich, (2 + H) als Konstante betrachtet, sondern auch kleines Tau[tief]0/(pV[hoch]2) als ortsunabhängige Größe annimmt. Diese Vorgehensweise ist durchaus berechtigt, da sich die auf den Außenstaudruck bezogene Wandschubspannung im rückwärtigen Profilbereich wenig ändert. An Stelle der Gl. 1 erhält man in diesem Fall

(21)

Somit berechnet sich die Impulsverlustdicke an der Hinterkante zu

(22)

kleines Tau[tief]0/(pV[hoch]2) wird nach der Beziehung

(23)

berechnet, wobei für kleines Delta[tief]2 diejenige Impulsverlustdicke eingesetzt wird, die im antriebslosen Fall bei X = (X[tief]K + X[tief]H)/2 vorliegt. Basierend auf den Meßergebnissen von Thomas wird für (2 + H) statt dem üblichen Wert von 3,4 der Wert 3,0 verwendet.

Bei ausgeglichener X-Kraft ist kleines Delta[tief]2H = 0. Aus dieser Bedingung läßt sich die Strahlstärke berechnen. Man erhält

(24)

Mit dem Referenzschub gemäß Gl. 14 und der nach Gl. 3 berechneten Widerstandsverringerung

(25)

erhält man folgende Beziehung für den Schubverstärkungsfaktor:

(26)

Es ist ersichtlich, daß die Reynolds-Zahl bei vollturbulenter Grenzschicht nicht eingeht.

Fig. 6 zeigt, daß die Reynolds-Zahl bei vollturbulenter Grenzschicht nicht eingeht.

Fig. 6 zeigt, für X[tief]K/l = 0,6 f = 0,2 und V[tief]s unendlich / V[tief] unendlich = 1,5 die Abhängigkeit der Schubverstärkung von V Mal / V
<NichtLesbar>
und V[tief]s/V Mal. Vergleicht man dieses Diagramm mit Fig. 4, so sieht man, daß die Schubverstärkung bei endlicher Strahlstärke etwas geringer ausfällt als im Falle des schwachen Strahls.

Bei der Berechnung der Kraftstoffersparnis ist es zweckmäßig, die positive Interferenzkraft -großes Delta C[tief]Wp-C[tief]FRef auf den Profilwiderstand der Saugseite zu beziehen. Man erhält

(27)

Zur Abschätzung der möglichen Kraftstoffeinsparung bei Transportflugzeugen ist zu sagen, daß grundsätzlich die Wirksamkeit saugseitiger Ausblasung nur im Experiment mit ausreichender Genauigkeit bestimmt werden kann. Die rechnerische Abschätzung kann aus folgenden Gründen mit Fehlern behaftet sein:

- Die Übertragbarkeit der Ergebnisse der für inkompressible Strömungen durchgeführten aerodynamischen Analyse auf den Reiseflugzustand ist nicht gesichert.

- Die Anwendbarkeit des Grenzschicht-Integralverfahrens auf Grenzschichten mit negativer Impulsverlustdicke ist nicht nachgewiesen.

- Die Höhe der Strahlimpulsverluste ist unsicher, da entsprechende Meßergebnisse fehlen.

Bei folgender Abschätzung der Wirksamkeit der vorgeschlagenen Flügelkonstruktion wird der Strahlimpulsverlustfaktor mit f = 0,2 daher bewußt konservativ angesetzt.

Die durchgeführte Analyse zeigt, daß die Schubverstärkung umso größer ist, je geringer das Gebläsedruckverhältnis und damit V[tief]s/V Mal gewählt werden. Andererseits nimmt der Blasluftmassenstrom und damit auch die Düsenfläche und die Strömungsgeschwindigkeit in den Zuführungskanälen stark zu, wenn, bei ausgeglichener X-Kraft, V[tief]s sich V Mal nähert.

Die Druckverluste in den Zuführungskanälen können in eine äquivalente Widerstandserhöhung umgerechnet werden. Letztere wurde auf

großes Delta C[tief]Wp/C[tief]Wp = 40(10 h[tief] unendlich /l)[hoch]3

(28) abgeschätzt, wobei h[tief]unendlich den Blasluftauffangquerschnitt je Einheitsspannweite darstellt. Bei der Düsenkonfiguration mit hochgestellten Schlitzdüsen, auf welche sich die vorliegende Abschätzung beschränkt, entstehen zusätzliche Verluste durch Reibung an den Düsenverkleidungen. Diese Widerstandserhöhung wurde auf

großes Delta C[tief]Wp/C[tief]Wp = 10 h[tief]unendlich/l

(29)

abgeschätzt. Die durch Gl. 27 gegebene Interferenzkraft ist um die Widerstände gemäß Gl. 28 und Gl. 29 zu reduzieren.

Fig. 7 zeigt die Abhängigkeit der effektiven Widerstandsverringerung großes Delta C[tief]Wp/C[tief]Wp von h[tief]unendlich/I für drei Werte von V Mal/V[tief]unendlich. Aufgrund der Verluste nach den Gln. 28 und 29 gibt es jeweils einen Blasluftmassenstrom, bei dem die effektive Interferenzkraft maximiert wird.

Bei modernen Transportflugzeugen wird der Flügel so ausgelegt, daß im Reiseflug ein V Mal/V[tief]unendlich von ca. 1,5 vorliegt. Berücksichtigt man die stabilisierende Wirkung der Ausblasung auf die Grenzschicht, so kann dieser Wert bei entsprechender Zunahme der Flügeldicke oder des Auftriebswertes ohne weiteres auf 1,6 erhöht werden. In diesem Falle beträgt die maximale Interferenzkraft 26% des Saugseitenprofilwiderstandes. Aufgrund vorstehender Untersuchungen und aufgezeigter Maßnahmen wird der Kraftstoffverbrauch um gut 5% verringert. Das ist bereits das Fünffache von dem was heute als wirtschaftlich interessant angesehen wird.

Claims

1. Tragflügel für Luftfahrzeuge mit über die Spannweite des Tragflügels auf dessen Saugseite angeordneten Düsen, durch die Druckluft von einem Niederdruckgebläse über einen Verteilerkanal im Tragflügel in die Grenzschicht einblasbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Blasstrahl der als Spaltdüsen (20) ausgebildeten Düsen und der Oberfläche des Tragflügels (10) ein von der Druckseite über einen durch den Tragflügel (10) verlaufenden Umleitungskanal (21) zugeführter Luftstrom aus einem Austrittsschlitz (22) zuführbar ist.

2. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Spaltdüsen (19) einen hochgestellten Querschnitt aufweisen.

3. Tragflügel nach den Ansprüchen 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Spaltdüsen (20) im Bereich des größten Unterdruckes am Tragflügel (10) angeordnet sind.