DE1100474B - Arrow-shaped air inlet for jet engines - Google Patents

Description

Gepfeilter Lufteintritt für Strahltriebwerke Aus Dimensionsbetrachtungen folgt leicht ein allgemeines Gesetz für den Luftbedarf eines luftansaugenden Strahltriebwerks (gültig z. B. für Turbo- und Staustrahltriebwerke). Es lautet Darin bedeutet G (h, M) das vom Triebwerk sekundlich geschluckte Luftgewicht, T2 (lt, M) die absolute Temperatur und P2 (h, M) den Gesamtdruck am Eintrittsquerschnitt des Triebwerks, wenn das Flugzeug in der Höhe h mit der Machzahl M fliegt. Mit der von der Machzahl abhängigen Verlustziffer A. (M) setzt man P2 (h, M) = L1- A (M)7 Po (hl M) , (2) wo Po den Gesamtdruck der ankommenden ungestörten Strömung bedeutet.Swept air inlet for jet engines From dimensional considerations, a general law for the air requirement of an air-sucking jet engine easily follows (valid e.g. for turbo and ramjet engines). It is said Here G (h, M) means the weight of the air swallowed by the engine every second, T2 (lt, M) the absolute temperature and P2 (h, M) the total pressure at the inlet cross-section of the engine when the aircraft is flying at height h with Mach number M. . With the loss factor A. (M), which is dependent on the Mach number, one sets P2 (h, M) = L1- A (M) 7 Po (hl M), (2) where Po means the total pressure of the incoming undisturbed flow.

Aus den Gleichungen (1) und (2) ergibt sich auch für das laufende Triebwerk im Bodenprüfstand G, ist das vom Triebwerk sekundlich geschluckte Luftgewicht am Boden, y der Adiabatenkoeffizient der Luft, das Verhältnis der statischen Drücke in der Flughöhe h und am Boden, dasjenige der gleicherweise lokalisierten statischen "Temperaturen. Die Schallgeschwindigkeiten in den Höhen h und 0 werden weiter unten mit a (h) und a, bezeichnet.Equations (1) and (2) also result for the running engine in the ground test bench G, is the weight of air on the ground swallowed by the engine, y is the adiabatic coefficient of the air, the ratio of the static pressures at flight altitude h and on the ground, that of the equally localized static pressures "Temperatures. The speeds of sound at the heights h and 0 are referred to below with a (h) and a.

Denkt man sich die Umströmung des fliegenden Flugzeugs auf ein flugzeugfestes Koordinatensystem bezogen, so läßt sich die Luft, die in das Triebwerk eintritt, schon weit vor dem Flugzeug durch Grenzstromflächen kennzeichnen. Der von diesen Grenzstromflächen eingeschlossene Raum trägt den Namen »Lufteintrittszylindercc.If one imagines the flow around the flying airplane on an airplane festival In relation to the coordinate system, the air entering the engine can be Mark them well in advance of the aircraft by means of boundary current areas. The one of these The space enclosed by boundary flow surfaces is called »air inlet cylindercc.

Durch den Lufteintrittszylinder fließt die Triebwerksluft mit einer konstanten Anströmgeschwindigkeit, die entgegengesetzt gleich der Fluggeschwindigkeit ist. Ist A der Querschnitt des Lufteintrittszylinders, so wird das sekundlich vom Triebwerk angesaugte Luftgewicht auch durch gemessen, und aus (3) und (4) ergibt sich mit der Zustandsgleichung für ideale Gase, die für die erfindungsgemäßen Zwecke in der Form geschrieben werden kann Dieses Gesetz lehrt, daß der Querschnitt des Lufteintrittszylinders von der Flughöhe überhaupt nicht abhängt, aber wie der Kurvenverlauf in Fig. 1 zeigt, sehr stark mit der M-Zahl variiert.The engine air flows through the air inlet cylinder at a constant flow velocity, which is the opposite of the airspeed. If A is the cross-section of the air inlet cylinder, then the weight of air sucked in by the engine for a second will also pass through measured, and from (3) and (4) results with the equation of state for ideal gases, which can be written in the form for the purposes according to the invention This law teaches that the cross section of the air inlet cylinder does not depend at all on the flight altitude, but, as the curve shape in FIG. 1 shows, varies very strongly with the M-number.

Der Variation des Lufteintrittszylinders muß die Schluckfähigkeit des Lufteintritts am Flugzeug angepaßt sein. Wenn der Lufteintritt nur einen Bruchteil der vom Triebwerk verlangten Luft aufnehmen kann, fällt der Schub des Strahltriebwerks in gleichem Maße. Aus dieser Tatsache folgt die große Bedeutung der Schluckfähigkeit des Lufteintritts.The variation of the air inlet cylinder must be the ability to swallow adapted to the air inlet on the aircraft. When the air intake is only a fraction the air required by the engine can take in, the thrust of the jet engine drops to the same extent. The great importance of the ability to swallow follows from this fact of the air inlet.

Im Unterschallbereich ist es leicht, dem Lufteintritt die notwendige Anpassungsfähigkeit zu geben. Der unter dem Namen Fangdiffusor bekanntgewordene Lufteintritt ist der klassische Vertreter guter Lufteintritte für den Unterschallbereich. Er paßt sich der Variation des Lufteintrittszylinders durch bloße Verformung der Grenzstromlinien an. Mit sorgfältig gestalteten Nasen kann er ohne Schwierigkeit Luftgewichte aufnehmen, deren Eintrittszylinderquerschnitte etwa zwischen 0,2 bis 1,4 der Maulweite des Fangdiffusors liegen. Der als Zusatzwiderstand wirkende Druck auf die Projektion (senkrecht zur Anströmrichtung) der Grenzstromflächen bis zu den Staupunkten wird beim Unterschallufteintritt durch einen an den Nasen angreifenden Unterdruck (Nasenschub N' in Fig. 2) gerade wieder aufgehoben.In the subsonic range, it is easy to provide the necessary air intake To give adaptability. The one that has become known as the catch diffuser Air inlet is the classic representative of good air inlets for the subsonic area. It adapts to the variation of the air inlet cylinder by simply deforming the Boundary streamlines. With carefully designed noses, he can without difficulty Record air weights whose inlet cylinder cross-sections are approximately between 0.2 to 1.4 of the mouth width of the catch diffuser. The pressure acting as an additional resistance onto the projection (perpendicular to the direction of flow) of the boundary flow areas until The stagnation points are reached when the subsonic air enters through an attacking nose Negative pressure (nasal thrust N 'in Fig. 2) just canceled.

Für den Überschallbereich konnten Lufteintritte mit ähnlicher Anpassungsfähigkeit noch nicht angegeben werden. Am einfachsten werden die Schwierigkeiten, die hier auftreten, am Pitot-Lufteintritt übersehen: Wenn sich der Querschnitt des Lufteintrittszylinders gerade mit dem Maulquerschnitt des Pitot-Eintritts deckt, wird das vom Triebwerk geforderte Luftgewicht ohne weiteres geschluckt. Gibt man z. B. dem. Pitot-Lufteintritt eine lichte Maulweite vom 0,8fachen des Triebwerkseintrittsquerschnitts, so ist der Pitot-Eintritt nach Kurvenblatt 1 der Flugmachzahl M = 1,6 angepaßt. Luftgewichte, die einen größeren Querschnitt des Lufteietrittszylinders besitzen, werden dagegen vom Pitot-Eintritt nur bis zum Betrag seiner Maulweite aufgenommen, d. h., von dem nach Fig. 1 bei M = 2 vom Triebwerk verlangten Luftgewicht wird vom Pitot-Eintritt nur der 0,8. Teil aufgenommen. Mit weiter wachsender Machzahl geht dieser Bruchteil zweiter herunter. Er wird bei M = 2,4 gleich bei M = 2,8 gleich usw. Im selben Maße würde der Schub des angeschlossenen Triebwerks fallen.For the supersonic area, air inlets with a similar adaptability could not yet be specified. The easiest way to overlook the difficulties that arise here is at the pitot air inlet: If the cross section of the air inlet cylinder just coincides with the mouth cross section of the pitot inlet, the air weight required by the engine is easily swallowed. Are you z. B. the. If the pitot air inlet has a clear mouth width of 0.8 times the engine inlet cross section, the pitot inlet according to curve sheet 1 is adapted to the Flugmach number M = 1.6. Air weights that have a larger cross-section of the air vent cylinder, on the other hand, are absorbed by the pitot inlet only up to the amount of its mouth width, ie, of the air weight required by the engine according to FIG. 1 at M = 2, only 0.8 is taken from the pitot inlet . Part recorded. As the Mach number continues to grow, this fraction of the second goes down. It becomes the same at M = 2.4 at M = 2.8 the same etc. The thrust of the connected engine would decrease to the same extent.

Wie verhält sich nun. der Pitot-Lufteintritt bei Flugmacbzahlen, die kleiner sind als die hier als Beispiel gewählte Machzahl M = 1,6, für die der Pitot-Lufteintritt angepaßt ist? Bei M < 1,6 ist der Querschnitt des Lufteintrittszylinders kleiner als die Maulweite des Pitot-Lufteintritts. Es findet - ähnlich wie beim Unterschallfangdiffusor - eine Aufweitung der Grenzstromlinien vor dem Maul des Pitot-Lufteintritts statt, aber der Zusatzwiderstand (Druck auf die zur Anströmrichtung senkrechte Projektion der Grenzstromflächen) wird im Überschallbereich nicht mehr durch einen entsprechenden Nasenschub ausgeglichen. Der leicht sichtbar zu machende Ausdruck dafür ist der abgesetzte, in die äußere Luftströmung hinausgreifende Verdichtungsstoß vor dem Pitot-Lufteintritt. Man kann durch Impulsbetrachtungen eine gute Abschützung des Zusatzwiderstandes erhalten. Sie lehrt, daß der Zusatzwiderstand mit fallender Flugmachzahl rapide ansteigt und einen erheblichen Betrag des Triebwerksschubs verbraucht.How does it behave now? the pitot air inlet for flight numbers that are smaller than the Mach number M = 1.6 chosen here as an example, for which the pitot air inlet is adapted? If M <1.6, the cross-section of the air inlet cylinder is smaller than the mouth width of the pitot air inlet. It finds - similar to the subsonic diffuser - a widening of the boundary streamlines takes place in front of the mouth of the pitot air inlet, but the additional resistance (pressure on the projection perpendicular to the direction of flow the boundary current areas) is no longer in the supersonic range by a corresponding Balanced nasal thrust. The easily visible expression for this is that offset shock waves reaching out into the outer air flow in front of the Pitot air inlet. A good protection of the Obtain additional resistance. It teaches that the additional resistance with falling Mach number increases rapidly and consumes a significant amount of engine thrust.

Zusammenfassend kann folgendes gesagt werden: Der Pitot-Lufteintritt arbeitet bei seiner Anpassungsmachzahl ausgezeichnet. Bei höheren. M-Zahlen reduziert er das vom Triebwerk verlangte Luftgewicht auf das Verhältnis Maulweite zu Querschnitt des Lufteintrittszylinders und in gleichere Maße auch den Triebwerksschub. Bei kleineren Machzahlen nimmt er zwar das vom Triebwerk verlangte Luftgewicht auf, antwortet aber mit einem Zusatzwiderstand, der um so größer wird, je weiter sich die Flugmacbzahl von der Anpassungsmachzahl entfernt. Daß in diesem Fall außerdem auch der Druckverlust der aufgenommenen Luft rapide mit fallender M-Zahl steigt, ist für die hier anzustellende Überlegung nicht sonderlich wichtig, Diese Tatsache hat nur die Konsequenz, daß man bei höheren Anpassungsmachzahlen auf den Pitot-Lufteintritt überhaupt verzichten und ihn durch den mit unvergleichlich geringeren Druckverlusten begabten Schrägstoßdiffusor nach Oswatitsch ersetzen muß. Die Güte der Druckumsetzung eines- Oswatitsch-Diffusors ist zunächst nur für eine recht beschränkte Umgebung der Anpassungsmachzahl ausgezeichnet. Will man sie auf ein größeres Xachzahlintervall erweitern, so muß man eine mechanische Verschiebung seines Zentralkörpers in Kauf nehmen. Was nun aber die Schluckfähigkeit des Oswatitsch-Diffusors oberhalb seiner Anpassungsmachzahl angeht, so hat er dieselben Eigenschaften wie der Pitot-Lufteintritt. Er kann nur den Eintrittszylinder aufnehmen, der seiner Maulweite entspricht.In summary, the following can be said: The pitot air inlet works excellently at its adjustment mach number. At higher. M numbers reduced he applies the air weight required by the engine to the ratio of the mouth width to the cross section of the air inlet cylinder and, to the same extent, the engine thrust. With smaller ones Mach numbers he takes on the air weight required by the engine, replies but with an additional resistance which becomes greater the further the flight rate increases removed from the adjustment mach number. That in this case also the loss of pressure the intake air rises rapidly with decreasing M-number, is to be employed here Consideration is not particularly important. This fact only has the consequence that you do not use the pitot air inlet at all at higher adjustment Mach numbers and it through the angled impact diffuser, which is endowed with incomparably lower pressure losses must replace according to Oswatitsch. The quality of the pressure conversion of an Oswatitsch diffuser is initially only excellent for a fairly limited environment of the Mach number of adaptation. If you want to expand it to a larger incremental number interval, you have to use a mechanical one Accept shifting of his central body. But what about the ability to swallow of the Oswatitsch diffuser is above its Mach number, it has the same Features like the pitot air inlet. He can only accommodate the entry cylinder, which corresponds to its mouth width.

Ebensowenig wird der Oswatitsch-Diffusor mit dem Zusatzwiderstand fertig, wenn. die Flugmachzahl kleiner wird als die Anpassungsmachzahl. Im Wesen treten hier mit einem Lufteintrittszylinder, der kleiner ist als die Maulweite, dieselben Erscheinungen; auf, wie sie beim Pitot-Lufteintritt beschrieben wurden. Der als Zusatzwiderstand wirkende Druck auf die Projektion der Grenzstromflächen wird auch hier nicht durch einen entsprechenden Nasenschub ausgeglichen, und auch hier ist der abgesetzte Verdichtungsstoß, der in die Außenströmung hinausgreift, ein unmittelbarer Ausdruck des Zusatzwiderstandes.Nor is the Oswatitsch diffuser with the additional resistance done when. the flying mach number becomes smaller than the adaptation mach number. In essence step here with an air inlet cylinder that is smaller than the mouth width, the same phenomena; as described for the pitot air inlet. The pressure acting as an additional resistance on the projection of the boundary current areas is also not compensated for by a corresponding nasal thrust, and also here is the detached shock wave that reaches out into the outer flow, a direct expression of the additional resistance.

Ebenso wie beim Pitot-Lufteintritt hat man bei der Auswahl des Schrägstoßdiffusors einen nicht gerade angenehmen Kompromiß zu schließen, wenn der Machzahlbereich des Flugzeugs bis zu sehr hohen M-Zahlen erweitert werden soll: Auf der einen Seite wäre es richtig, seine Maulweite dem größten Querschnittsverhältni: d. h. der höchsten Flugmachzahl anzupassen, um nee Triebwerksschub bei hohen M-Zahlen nicht durch mangelnde Luftzufuhr zu beschneiden. Auf der anderen. Seite sollte seine Maulweite nicht viel größer sein als der Querschnitt des Eintrittszylinders bei der Machzahl 1, um den Zusatzwiderstand. in der Nähe dieser Machzahl nicht unerträglich hoch zu machen. Diese Voraussetzungen sind schmerzlich, die Wahl ist schwer, so schwer, daß man geneigt sein könnte, sich für einen Oswatitsch-Diffusor zu entschließen, der nicht allein eine mechanische Regelung des Zentralkörpers, sondern auch seiner Maulweite zuließe. Was das bedeutet, kann man leicht ermessen, wenn man sich die Drücke ausrechnet, die die Wandungen des Lufteintrittes zu tragen haben: Selbst wenn der M-Zahl-Bereich zwischen 2 und 3 nur für größere Höhen zugelassen wird, käme man leicht auf einige Atmosphären.As with the pitot air inlet, you have to make a compromise that is not exactly pleasant when choosing the angled impact diffuser if the Mach number range of the aircraft is to be expanded to very high M numbers: On the one hand, it would be correct to make its mouth width the largest cross-sectional ratio : ie adapt to the highest flight Mach number in order not to reduce the engine thrust at high M numbers due to insufficient air supply. On the other. On the side, its mouth width should not be much larger than the cross-section of the inlet cylinder at Mach number 1, in order to reduce the additional resistance. not unbearably high in the vicinity of this Mach number. These prerequisites are painful, the choice is difficult, so difficult that one might be inclined to opt for an Oswatitsch diffuser that would allow not only a mechanical control of the central body, but also of its mouth width. What this means can be easily measured by calculating the pressures that the walls of the air inlet have to bear: Even if the M-number range between 2 and 3 is only permitted for higher altitudes, it would be easy to arrive at a few atmospheres .

Man kann sich nun die Frage stellen, ob es nicht möglich sei, die guten Anpassungseigenschaften des Unterschallfangdiffusorsin den Überschallbereichhinüberzuretten. Hierfür bietet sich der lang bekannte und bei Tragflächen mit großem Erfolg angewendete Pfeileffekt. Aber seine Übertragung auf den Überschallufteintritt ist nicht so einfach wie beim Tragflügel, er bedeutet nicht allein die gepfeilte Stellung der Fangdiffusornasen, sondern auch eine angemessene Gestaltung der inneren Kanalführungen.One can now ask oneself whether it is not possible that good adaptation properties of the subsonic catching diffuser into the supersonic range. The long-known one, which has been used with great success on wings, is ideal for this purpose Arrow effect. But its transfer to the supersonic air inlet is not that simple As with the wing, it does not only mean the arrowed position of the catch diffuser nose, but also an appropriate design of the internal channel guides.

Vorweg soll eine Beschreibung der Wirkungsweise des gepfeilten ebenen Fängdiffusors gegeben werden: Zerlegt man die Anströmgeschwindigkeit in eine Komponente parallel. und eine Komponente senkrecht zur blase des Fangdiffusors, so gleitet die erste am Fangdiffusor vorbei und wird ohne jede Änderung auch auf die Strömung im Innern des Mauls übertragen. Die dazu senkrechte Komponente wird in ihrer Größe (ebenso wie auch die nasenparallele Komponente) durch den Pfeilwinkel p bestimmt (Fig. 5). Sie ist gleich V cos 9p. Wurde die Pfeilung so gewählt, daß V cos (p bei allen Flugmachzahlen kleiner bleibt als die Schallgeschwindigkeit, so arbeitet der gepfeilte Fangdiffusor in bekannter Weise als Unterschallfangdiffusor: Er erweitert bzw. verengt den Lufteintrittszylinder - je nach dem Luftbedarf des Triebwerks - in einer Richtung, die senkrecht zu den Erzeugenden seiner Nase verläuft, wobei die Komponente der Anströmgeschwindigkeit senkrecht zu den Nasen verzögert oder beschleunigt wird. Es möge sogleich noch bemerkt werden, daß der auch hier vorhandene Zusatzwiderstand (Druckintegral über die Projektion der Grenzstromflächen senkrecht zur Anströmrichtung) durch einen entsprechenden Nasenschub völlig ausgeglichen wird. Damit fällt eine der Zwangsbedingungen, die bei den bislang verwendeten Überschallufteintritten zu dem oben beschriebenen Kompromiß führte, und die Maulweite des Fangdiffusors kann ohne Bindung so gewählt werden, daß sie etwa dem größtmöglichen Querschnitt des Eintrittszylinders entspricht, d. h., sie wird etwa der größtmöglichen Flugmachzahl angepaßt. (Man ist - im Gegensatz zum Oswatitsch-Diffusor - nicht einmal sehr genau auf die größte Machzahl festgelegt, weil die Anpassungsfähigkeit des Fangdiffusors ohne weiteres auch eine Beschleunigung der Anströmkomponenten senkrecht zur Nase gestattet.) Wie soeben dargelegt wurde, beeinflußt der Fangdiffusor nur die Geschwindigkeitskomponente senkrecht zur :Vasenkante und läßt die zu ihr parallele Komponente unverändert. Damit ist eine Ablenkung der Strömungsrichtung verknüpft, wie sie in Fig. 5 a und 5 b für den Fall einer Verzögerung angedeutet wird. Die Strömung wird von der normalen Richtung der Nase noch weiter abgebogen (ähnlich wie beim schrägen Verdichtungsstoß). Im Extremfall, wo die Geschwindigkeitskomponente senkrecht zur Nase durch den Fangdiffusor auf \7u11 abgebremst wird, würde die Strömung im Innern des Fangdiffusors parallel zur Nase verlaufen. Will man diese Umlenkung nicht wieder rückgängig machen - und das würde Energieverlust bedeuten -, so ist man gezwungen, die Pfeilrichtung des Lufteintritts in etwa mit der Hauptströmungsrichtung der inneren Kanalführung gleichlaufend zu machen.First of all, a description of the mode of action of the arrow-shaped planes should be given Catch diffuser: The flow velocity is broken down into a component parallel. and a component perpendicular to the bubble of the trap diffuser, so slides the first one passes the catching diffuser and will also affect the flow without any change transmitted inside the mouth. The component that is perpendicular to this is its size (as well as the nose-parallel component) determined by the arrow angle p (Fig. 5). It is equal to V cos 9p. Has the arrow been chosen so that V cos (p at all Flugmach numbers remains smaller than the speed of sound, that's how it works arrow-shaped catching diffuser in a known manner as a subsonic catching diffuser: it expands or narrows the air inlet cylinder - depending on the air requirement of the engine - in a direction perpendicular to the generatrix of its nose, where the component of the flow velocity perpendicular to the noses is delayed or is accelerated. It should be noted at once that the here also existing additional resistance (pressure integral over the projection of the boundary current areas perpendicular to the direction of flow) completely balanced by a corresponding nasal thrust will. This means that one of the constraints that have been applied to the supersonic air inlets used so far is no longer applicable led to the compromise described above, and the mouth width of the catch diffuser can be chosen without binding so that it has about the largest possible cross-section of the inlet cylinder, d. i.e., it will be about the largest possible Flying Mach number customized. (In contrast to the Oswatitsch diffuser, one is not even very precise fixed to the largest Mach number because of the adaptability of the catching diffuser also an acceleration of the inflow components perpendicular to the nose permitted.) As just explained, the trap diffuser only affects the velocity component perpendicular to the vase edge and leaves the component parallel to it unchanged. This is associated with a deflection of the flow direction, as shown in FIGS. 5 a and 5 b is indicated in the event of a delay. The flow is different from the normal Further bent towards the nose (similar to the inclined shock wave). In the extreme case, where the velocity component is perpendicular to the nose through the catching diffuser is slowed down to \ 7u11, the flow inside the catching diffuser would be parallel run to the nose. If you don't want to undo this redirection - and that would mean a loss of energy - so one is forced to move in the direction of the arrow Air inlet roughly concurrent with the main flow direction of the inner ducting close.

Man nimmt als Beispiel die Anpassungsmachzahl M = 2,8. Bei ihr soll der Maulquerschnitt des Fangdiffusors gleich dem zugehörigen Querschnitt des Lufteintrittszylinders sein. Die stärkste Verzögerung, die dem Fangdiffusor abverlangt wird, tritt bei IU = 1 auf und beträgt nach Fig. 1, im Querschnittsverhältnis gemessen, Das ist eine Verzögerung, die einem Fangdiffusor mit gerundeten Nasen ohne weiteres zugemutet werden kann. Bei dieser Machzahl findet auch die stärkste Ablenkung der Strömung statt. Die inneren Stromlinien lassen sich rechnerisch oder experimentell ermitteln. Macht man eine dieser Stromlinien zur Innenwand I des Fangdiffusors (Fig. 5 c), so ist sie bei M = 1 fast entlastet: Sie trägt nur den harmlosen Druckanstieg der Unterschallverdichtung des Fangdiffusors, die ihrerseits ausreicht, um die gesamte Innenströmung auf Unterschallströmurng zu verzögern.Take the Mach number M = 2.8 as an example. With her, the mouth cross-section of the catching diffuser should be the same as the associated cross-section of the air inlet cylinder. The greatest deceleration that is required of the catching diffuser occurs at IU = 1 and, measured in terms of the cross-section ratio, is according to FIG. This is a delay that can easily be expected of a catching diffuser with rounded noses. The strongest deflection of the flow takes place at this Mach number. The inner streamlines can be determined mathematically or experimentally. If you make one of these streamlines to the inner wall I of the catching diffuser (Fig. 5 c), it is almost relieved at M = 1: It only carries the harmless pressure increase of the subsonic compression of the catching diffuser, which in turn is sufficient to delay the entire inner flow to subsonic flow .

Wird die Anströmmachzahl erhöht, so fällt mit wachsendem Luftbedarf des Triebwerks (Fig. 1) auch die Verzögerung, und es tritt der Zustand ein, bei dem auch die Strömung im Innern des Fangdiffusors eine Überschallströmung ist. Gleichzeitig hat sich die Umlenkung beim Eintritt in den Fangdiffusor verringert, und die Innenwand übernimmt die Aufgabe einer Ablenkungswand, die die Machzahl der Innenströmung isentropisch herabsetzt. Dieser Vorgang setzt sich mit weiter wachsender M-Zahl fort, mit dem Effekt, daß der Innenwand I mehr und mehr die Aufgabe des Zentralkörpers beim Oswatitsch-Diffusor zufällt. Man kann nun die Kontur der Innenwand so wählen, daß die Strömung an ihrem Ende im gesamten M-Zahl-Bereich mit etwa der gleichen 1I-Zahl nahe M = 1 ankommt. An dieser Stelle tritt die Innenwand 1I (Fig. 5) in Aktion, deren Form so gewählt wird, daß sie - wie etwa beim Oswatitsch-Diffusor die Innenwand der äußeren Lippe - die Verdichtung auf Unterschallgeschwindigkeit vornimmt. Wird der gepfeilte Fangdiffusor an eine Wand (Rumpfwand des Flugzeugs) geheftet, so fallen die schiefen Verdichtungsstöße, die von der Innenwand I herrühren, auf die Trägerwand. Sie sind bei kleineren 31--Zahlen schwach und über eine große Wandlänge ausreichend verteilt, so daß die Grenzschicht der Trägerwand keine Schwierigkeit hat, sie zu überwinden,. Mit zunehmender M-Zahl rücken die obenerwähnten Verdichtungsstöße am Ort der Trägerwand mehr und mehr zusammen und werden zunehmend kräftiger. Da die Stelle ihres Zusammenlaufs (entsprechend der Lippe des Oswatitsch-Diffusors) von vornherein bekannt ist, ist auch die Möglichkeit gegeben, durch eine dort anzubringende Grenzschichtfalle eine Ablösung zu verhindern. Damit entfällt auch die Notwendigkeit, etwa die Innenwand I mechanisch zu verschieben.If the inflow number is increased, then the air requirement decreases of the engine (Fig. 1) also the deceleration, and the state occurs at to which the flow inside the catching diffuser is also a supersonic flow. Simultaneously the deflection when entering the catching diffuser has decreased, and so has the inner wall takes on the task of a deflection wall, which isentropically the Mach number of the internal flow belittles. This process continues with an increasing M number, with the Effect that the inner wall I more and more the task of the central body in the Oswatitsch diffuser falls. You can now choose the contour of the inner wall so that the flow at their The end of the entire M-number range with roughly the same 1I-number arrives close to M = 1. At this point, the inner wall 1I (Fig. 5) comes into action, the shape of which has been chosen becomes that - as in the case of the Oswatitsch diffuser, for example, it is the inner wall of the outer lip - performs the compression to subsonic speed. Becomes the swept catching diffuser attached to a wall (fuselage wall of the aircraft), the oblique compression shocks fall, which originate from the inner wall I, onto the support wall. You are at smaller 31 numbers weak and sufficiently distributed over a large wall length, so that the boundary layer the girder wall has no difficulty in overcoming it. With increasing M number the above-mentioned shock waves move closer and closer together at the location of the support wall and become increasingly stronger. Since the point of their convergence (accordingly the lip of the Oswatitsch diffuser) is known from the outset, there is also the possibility given to prevent detachment by a boundary layer trap to be attached there. This also eliminates the need to move the inner wall I mechanically.

Insgesamt werden von der Verwendung des gepfeilten Fangdiffusors folgende Vorteile erwartet 1. Im Unterschallbereich arbeitet er mit ebenso gutem Wirkungsgrad wie die üblichen Unterschallufteintritte und unterscheidet sich daher vorteilhaft vom Pitot-Lufteintritt als auch vom Oswatitsch-Diffusor.Overall, the following are of the use of the arrow-shaped catching diffuser Advantages expected 1. In the subsonic range it works with just as good efficiency like the usual subsonic air inlets and is therefore advantageously different from the pitot air inlet as well as from the Oswatitsch diffuser.

2. Im Überschallbereich wird eine automatische Anpassung an den Luftbedarf des Triebwerks ohne jede mechanische Regulierung gewährleistet.2. In the supersonic range, there is an automatic adjustment to the air requirement of the engine without any mechanical regulation.

3. Der sogenannte Zusatzwiderstand des Überschallbereichs tritt nicht auf.3. The so-called additional resistance of the supersonic range does not occur on.

4. Die für die Arbeit des Fangdiffusors notwendige, verhältnismäßig große Lippendicke stellt dem Flugzeugkonstrukteur einen willkommenen Nutzraum hinter der Innenwand I zur Verfügung.4. The proportion necessary for the work of the catch diffuser Large lip thickness provides the aircraft designer with a welcome usable space the inner wall I is available.

Schließlich ist noch zu bemerken, daß der F angdiffusor von der »ebenen« Form selbstverständlich abweichen kann, wenn nur der senkrecht zur Nase gesehene Maulquerschnitt eine ausreichend langgezogene Form besitzt. Das ist bei starken Pfeilungen immer der Fall. Die Zusammenfügung von Rumpf- und Fangdiffusor macht besonders sorgfältige Konstruktionen notwendig, die der Strömungskomponente in Richtung der Fangdiffusornase keine Hindernisse entgegenstellt.Finally, it should be noted that the fan diffuser depends on the "plane" Shape can of course differ if only the one seen perpendicular to the nose Mouth cross-section has a sufficiently elongated shape. That is with strong ones Arrows always the case. The assembly of the trunk and catch diffuser makes Particularly careful constructions necessary, which the flow component in the direction the catch diffuser nose does not pose any obstacles.

Von den Figuren, auf die in der Beschreibung zur näheren Erläuterung der Erfindung hingewiesen worden ist, zeigt Fig.1 den Querschnitt des Lufteintrittszylinders in Abhängigkeit von der Machzahl, Fig. 2 den Unterschallufteintritt bei verschiedenen Lufteintrittszylindern, Fig. 3 a einen Pitot-Lufteintritt bei Ü berschallanströmung mit Anpassungsmachzahl, Fig.3b einen Pitot-Lufteintritt bei Überschallanströmung mit einer Anströmungsmachzahl, die kleiner ist als die Anpassungsmachzahl, Fig.4a einen Oswatitsch-Diffusor bei Überschallanströmung mit Anpassungsmachzahl, Fig.4b einen Oswatitsch-Diffusor bei Überschallanströmung mit einer Anströmungsmachzahl, die kleiner als die Anpassungsmachzahl ist, Fig. 5 a die Zerlegung der Anströmungsgeschwindigkeit in ihre Komponenten, Fig. 5 b die Ablenkung der Strömung, Fig. 5 c einen an die Rumpfwand W angehefteten gepfeilten Fangdiffusor.From the figures to those in the description for a more detailed explanation the invention has been pointed out, Fig.1 shows the cross section of the air inlet cylinder as a function of the Mach number, Fig. 2 shows the subsonic air inlet at different Air inlet cylinders, Fig. 3a a pitot air inlet with supersonic flow with adaptation Mach number, Fig. 3b a pitot air inlet with supersonic flow with an inflow Mach number which is smaller than the adaptation Mach number, Fig. 4a an Oswatitsch diffuser with supersonic flow with adaptation Mach number, Fig. 4b an Oswatitsch diffuser with supersonic inflow with an inflow Mach number, which is smaller than the adjustment Mach number, FIG. 5 a shows the decomposition of the flow velocity in its components, Fig. 5 b the deflection of the flow, Fig. 5 c one to the Hull wall W attached swept catching diffuser.

Claims (7)

PATENTANSPRÜCHE 1. Lufteintritt für Überschallflugzeuge, dessen Lippen in Richtung der größten Abmessung des Lufteintrittsquerschnitts zur Anströmrichtung gepfeilt sind, dadurch gekennzeichnet, daß der Pfeilwinkel eine solche Größe hat, daß die senkrechte Komponente der Anströmgeschwindigkeit zu den gepfeilten Lippen auch bei maximaler Flugmachzahl kleiner bleibt als die Schallgeschwindigkeit, wobei die Lippen im Querschnitt nach Art des Unterschallfangdiffusors gerundet ausgeführt sind. PATENT CLAIMS 1. Air inlet for supersonic aircraft, its lips in the direction of the largest dimension of the air inlet cross-section to the direction of flow arrowed are, characterized in that the arrow angle is a has such a size that the perpendicular component of the flow velocity to the swept lips remain lower than the speed of sound even at the maximum flight mach number, the lips being rounded in cross-section in the manner of the subsonic diffuser are. 2. Lufteintritt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Querschnitt der lichten Maulweite nicht wesentlich kleiner ist als der Querschnitt des ungestörten Lufteintrittszylinders bei größter Flugmachzahl. 2. Air inlet according to claim 1, characterized in that the cross section the clear mouth width is not significantly smaller than the cross section of the undisturbed Air inlet cylinder at the highest flight mach number. 3. Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die innere Kanalführung in Richtung der vor und im vorderen Teil der Mündung abgelenkten Strömung beginnt, die der Verzögerung der Unterschallkomponente der Anströmgeschwindigkeit bei kleinstem Querschnittsverhältnis von ungestörtem Lufteintrittszylinder zur lichten Maulweite des Lufteintritts- entspricht. 3. Air inlet according to the claims 1 and 2, characterized in that the inner channel guide in the direction of the front and in the front part of the mouth the deflected flow begins, which is the delay the subsonic component of the flow velocity with the smallest aspect ratio from undisturbed air inlet cylinder to the inside opening of the air inlet. 4. Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die innere Kanalführung nach den Regeln des Überschallablenkungsdiffusors im Sinne der Anfangsrichtung fortgeführt ist. 4. Air inlet according to claims 1 to 3, characterized in that the inner Channel routing according to the rules of the supersonic deflection diffuser in the sense of the initial direction is continued. 5. Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß seine Maulweite in den Ebenen senkrecht zur Trägerwand nicht konstant ist, sondern sich z. B. fortschreitend langsam verkleinert. 5. Air inlet according to claims 1 to 4, characterized in that that its mouth width is not constant in the planes perpendicular to the support wall, but z. B. gradually reduced in size. 6. Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß er an einem Trägerkörper, z. B. am Flugzeugrumpf oder an einem Gondelkörper, so angeordnet ist, daß der innere Kanal in den Trägerkörper hineinführt. 6. Air inlet according to the claims 1 to 5, characterized in that it is attached to a carrier body, e.g. B. on the fuselage or on a nacelle body, is arranged so that the inner channel into the carrier body leads into it. 7. Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß an der Wand des Trägerkörpers im Bereich des Lufteintritts eine oder mehrere Grenzschichtfallen angebracht sind. B. . Lufteintritt nach den Ansprüchen 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß am engsten Querschnitt der inn eren Kanalführung eine Stoßfalle angebracht ist. In Betracht gezogene Druckschriften: USA.-Patentschriften Nr. 2 776 806, 2 759 686.7. Air inlet according to claims 1 to 6, characterized in that that on the wall of the support body in the area of the air inlet one or more Boundary layer traps are attached. B. Air inlet according to claims 1 to 7, characterized in that the narrowest cross-section of the inner channel guide a shock trap is attached. References Considered: U.S. Patents No. 2,776,806, 2,759,686.