DE2821913C2

DE2821913C2 -

Info

Publication number: DE2821913C2
Application number: DE2821913A
Authority: DE
Inventors: Marvin Dale Seattle Wash. Us Wehrman; Everts Walfred Edmonds Wash. Us Swanson
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1978-05-17
Filing date: 1978-05-17
Publication date: 1988-04-21
Also published as: DE2821913A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Leitungssystem zur Beeinflussung der Grenzschicht an der Oberfläche einer Flugzeugtragfläche nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The present invention relates to a pipe system to influence the boundary layer on the surface an aircraft wing according to the preamble of claim 1.

Systeme zur Beeinflussung der Grenzschicht an der Oberfläche einer Flugzeugtragfläche sind bekannt. Sie dienen dazu, den einer Tragfläche durch die Strömung des Strömungsmediums über die Tragfläche erteilten Auftrieb zu verbessern bzw. zu erhalten. Ohne eine solche Beeinflussung löst sich die Grenzschicht des Strömungsmediums unter bestimmten Bedingungen oft von den Tragflächen ab, so daß sich der an sich verfügbare Auftrieb verringert. Systems for influencing the boundary layer on the surface an aircraft wing are known. You serve to that of a wing by the flow of the Flow medium buoyancy given over the wing to improve or maintain. Without such interference the boundary layer of the flow medium dissolves under certain conditions often depend on the wings, so that the buoyancy available per se is reduced.

Durch die genannten Systeme zur Beeinflussung der Grenzschicht kann eine Grenzschichtablösung dadurch begrenzt oder verhindert werden, daß unter kontrollierten Bedingungen ein Strömungsmedium in die Grenzschicht beispielsweise durch das kontrollierte Ausblasen des Strömungsmittels entlang der Tragfläche in Richtung der Strömung des umströmenden Mediums, eingeblasen wird.Through the systems mentioned to influence the boundary layer can limit boundary layer separation or be prevented under controlled conditions a flow medium into the boundary layer, for example by the controlled blowing out of the Fluid along the wing towards the Flow of the flowing medium is blown in.

Derartige Systeme zur Beeinflussung der Grenzschicht finden besondere Anwendung bei Kurzstart- und Kurzlandungsflugzeugen. Die Leitungssysteme für diese Flugzeuge weisen üblicherweise eine Vielzahl von Düsen, beispielsweise in der Form von Schlitzen oder Löchern, auf, die in Richtung der Spannweite entlang jeder Tragfläche entlang des Nasenbereiches verteilt sind. Aus den Düsen kann Druckluft kontrolliert tangential zur Oberfläche der Tragfläche abgegeben werden, wobei die Größe der Düsen und deren Anordnung so gewählt werden, daß sich eine Luftströmung ergibt, die ebenfalls entlang der Tragfläche verläuft.Such systems for influencing the boundary layer find particular application in short takeoff and short landing aircraft. The line systems for these aircraft usually have a plurality of nozzles, for example in the form of slots or holes, on that in the direction of the span along each wing are distributed along the nose area. From the nozzles can control compressed air tangentially to the surface the wing are given, the size of the Nozzles and their arrangement can be chosen so that results in an air flow that is also along the Wing runs.

Aus der US-PS 38 89 903 geht ein derartiges System zur Beeinflussung der Grenzschicht der Oberfläche einer Tragfläche hervor. Dabei umfaßt dieses bekannte System ein Leitungssystem der eingangs genannten Art, durch das die Druckluft den Lochdüsen zugeführt wird. Typischerweise wird dabei Nebenluft eines hohen Druckes aus den Verdichterstufen der Strahltriebwerke des Flugzeuges zugeführt. Diese Nebenluft aus den Triebwerken ist erwünscht, um die Oberflächengröße der Düsen gering zu halten, so daß das Flugverhalten des Flugzeuges nicht beeinträchtigt wird. Die Ausnutzung der Nebenluft wirft jedoch Schwierigkeiten auf. Da die Temperatur der Nebenluft aus den Triebwerken in bezug auf die Temperatur der Umgebungsluft verhältnismäßig hoch ist, treten hohe thermische Spannungen zwischen den Bauteilen des Leitungssystems und den Teilen der Tragflächenkonstruktion auf, die zu schädlichen Verformungen führen können.Such a system is known from US Pat. No. 3,889,903 Influencing the boundary layer of the surface of a Wing out. This known system comprises a pipe system of the type mentioned, through which the compressed air is fed to the perforated nozzles. Typically this creates secondary air at a high pressure from the Compressor stages of the jet engines of the aircraft fed. This secondary air from the engines is desirable to keep the surface area of the nozzles small hold so that the flight behavior of the aircraft is not is affected. The exploitation of the secondary air raises however difficulties arise. Because the temperature of the secondary air from the engines in relation to the temperature of the Ambient air is relatively high, high occur thermal stresses between the components of the pipe system and the parts of the wing construction that can lead to harmful deformations.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht daher darin, ein wie eingangs erwähntes Leitungssystem für die Beeinflussung der Grenzschicht an der Oberfläche einer Flugzeugtragfläche dahingehend zu verbessern, daß aufgrund von Temperaturunterschieden auftretende Verschiebungen von einzelnen Bauteilen gegeneinander nicht zu schädlichen Verformungen führen können.The object of the present invention is therefore in a line system for the Influencing the boundary layer on the surface of a Aircraft wing to improve that due to shifts occurring from temperature differences of individual components against each other can cause harmful deformations.

Diese Aufgabe wird durch ein Leitungssystem der eingangs genannten Art gelöst, das durch die in dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 1 angegebenen Merkmale gekennzeichnet ist.This task is accomplished by a piping system at the beginning mentioned type solved by the in the characterizing Part of claim 1 specified features is marked.

Der wesentliche Vorteil des erfindungsgemäßen Leitungssystems besteht darin, daß auf Unterschiede zwischen der Temperatur der aus den Düsen des Leitungssystems ausgeblasenen Druckluft und der Temperatur der Umgebungsluft zurückzuführende Verschiebungen von einzelnen Bauteilen gegeneinander aufgrund der konstruktiven Gestaltung des Leitungssystems nicht zu schädlichen Verformungen führen können.The main advantage of the pipe system according to the invention is that differences between the Temperature of the air blown from the nozzles of the pipe system Compressed air and the temperature of the ambient air displacements due to individual components against each other due to the constructive design of the Pipe system do not lead to harmful deformations can.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.Advantageous embodiments of the invention are shown in the Sub-claims emerge.

Im folgenden werden die Erfindung und deren Ausgestaltungen im Zusammenhang mit den Figuren näher erläutert. Es zeigtIn the following the invention and its Refinements in connection with the figures explained. It shows

Fig. 1 ein Darstellung eines Kurzstart- und Kurzlandungsflugzeuges, das mit einem System zur Beeinflussung der Grenzschicht ausgestattet ist; Figure 1 is a representation of a short take-off and short landing aircraft, which is equipped with a system for influencing the boundary layer.

Fig. 2 eine Darstellung des vorliegenden Leitungssystems; Fig. 2 is an illustration of the present line system;

Fig. 3 eine Aufsicht des vorliegenden Leitungssystems; Fig. 3 is a plan view of the present line system;

Fig. 4 eine Explosionsdarstellung des vorliegenden Leitungssystems; Fig. 4 is an exploded view of the present line system;

Fig. 5 zum Teil im Schnitt die außenbordseitige Verbindung zwischen einem Verteilerrohr und der Tragfläche durch ein Loslager; 5 shows partly in section the outboard side connection between a manifold and the support surface by a movable bearing.

Fig. 6 zum Teil im Schnitt die innenbordseitige Verbindung zwischen einem Verteilerrohr und der Tragfläche durch ein Festlager; Fig. 6 partly in section, the inboard-side connection between a manifold and the support surface by a fixed bearing;

Fig. 7 einen ersten Schnitt durch die in der Tragfläche eingebauten Verteilerrohre und Düsenkammern;7 shows a first section through the built-in in the wing manifolds and nozzles chambers.

Fig. 8 einen zweiten Schnitt durch die in der Tragfläche eingebauten Verteilerrohre und Düsenkammern;8 shows a second section through the built-in in the wing manifolds and nozzles chambers.

Fig. 9 in perspektivischer Darstellung die in die Tragflächen eingebauten Verteilerrohre und Düsenkammern; Figure 9 is a perspective view of the built in the wings manifolds and nozzles chambers.

Fig. 10 eine Schnittdarstellung eines eine Lochdüse umfassenden Teilbereiches der Düsenkammer; FIG. 10 is a sectional view of a perforated die comprehensive partial area of the nozzle chamber;

Fig. 11 eine Ansicht von vorne auf benachbarte Düsenkammern gleitbar überdeckende Abschirmplatten; FIG. 11 shows a front view of shielding plates which cover slidably over adjacent nozzle chambers; FIG.

Fig. 12 einen Schnitt durch die Anordnung der Fig. 11; und FIG. 12 shows a section through the arrangement of FIG. 11; and

Fig. 13 eine Darstellung eines am außenbordseitigen Ende des äußersten Verteilerrohres vorgesehenen Venturirohres. Fig. 13 is a representation of a provided on the out-board side end of the outermost manifold venturi.

Fig. 1 zeigt ein Kurzstart- und Kurzlandungsflugzeug 20 mit einem ersten und einem zweiten Strahltriebwerk 22 bzw. 24, die an der linken bzw. rechten Tragfläche 23, 25 angeordnet sind und von diesen vorstehen. Die Tragflächen 23, 25 stehen aus einem Rumpf 26 heraus vor, wobei die Triebwerke 22, 24 sehr nahe am Rumpf 26 angeordnet sind. Außerhalb der Triebwerke 22, 24 sind an der linken und der rechten Tragfläche 23 bzw. 25 eine Vielzahl von sogenannten Krüger-Klappen 27, 28 vorgesehen, durch die beim Betrieb die Profilwölbung verändert werden kann. Derartige Klappen 27, 28 sind bekannt. Im vorliegenden Fall weisen sie die Form von acht aneinandergrenzenden Abschnitten auf, die normalerweise jeweils in einem Hohlraum auf der Unterseite der zugehörigen Tragflächen 23 bzw. 25 verstaut sind und sich auf Befehl des Flugzeugsführers oder einer Steuerautomatik aus dieser Normallage vor die Vorderkante der zugehörigen Tragflächen 23 bzw. 25 schwenken lassen (Fig. 1). Die Klappen 27, 29 bewirken im ausgefahrenen Zustand bei einer niedrigen Geschwindigkeit einen erhöhten Auftrieb, indem sie die Staupunkte der Luftströmung vor die Nasenbereiche der Tragflächen 23, 25 verschieben. In dem Nasenbereich der Tragflächen 23, 25 befinden sich weiterhin mehrere Lochdüsen 29, 30, die jeweils in Richtung der Spannweite entlang der Tragfläche 23 bzw. 25 ausgehend von dem zugehörigen Triebwerk 22 oder 24 bis zur zugehörigen Tragflächenspitze verteilt und jeweils so gestaltet sind, daß sie einen Strom der ausströmenden Druckluft entlang der Oberfläche der Tragfläche 23 oder 25 nach hinten bewirken. Fig. 1 shows a short take-off and short landing aircraft 20 having a first and a second jet engine 22 and 24, which are arranged on the left and right wing 23, 25 and protrude therefrom. The wings 23, 25 protrude from a fuselage 26 , the engines 22, 24 being arranged very close to the fuselage 26 . Outside the engines 22, 24 , a plurality of so-called Krüger flaps 27, 28 are provided on the left and right wings 23 and 25, respectively, through which the profile curvature can be changed during operation. Such flaps 27, 28 are known. In the present case, they are in the form of eight adjoining sections, which are normally stowed in a cavity on the underside of the associated wings 23 and 25 , and, on the command of the pilot or an automatic control system, move from this normal position in front of the front edge of the associated wings 23 or 25 swivel ( Fig. 1). The flaps 27, 29 cause an increased lift in the extended state at a low speed by moving the stagnation points of the air flow in front of the nose areas of the wings 23, 25 . In the nose area of the wings 23, 25 there are also a plurality of perforated nozzles 29, 30 , each of which is distributed in the direction of the span along the wing 23 or 25, starting from the associated engine 22 or 24 to the associated wing tip and in each case designed in such a way that they cause a flow of the compressed air flowing out along the surface of the wing 23 or 25 to the rear.

Fig. 2 zeigt schematisiert das vorliegende Leitungssystem, das Druckluft aus den Triebwerken 22, 24 den jeweiligen Lochdüsen 29, 30 zuführt. In Fig. 2 weist das Triebwerk 22 einen Niederdruckverdichter 22 A und einen Hochdruckverdichter 22 B auf, die beide zusätzliche Nebenluftanschlüsse aufweisen. Entsprechend weist das Triebwerk 24 einen Niederdruckverdichter 24 A und einen Hochdruckverdichter 24 B auf. Beispielsweise kann es sich bei den Triebwerken 22, 24 um den Typ CF6-60D der Fa. General Electric handeln. Bei solchen Triebwerken können die Stufen 22 A, 24 A die achte Verdichterstufe und die Stufen 22 B, 24 B die vierzehnte Verdichterstufe sein. Die Nebenluft besitzt im Vergleich zum Druck und der Temperatur der Außenluft einen verhältnismäßig hohen Druck und eine hohe Temperatur. Fig. 2 shows diagrammatically the present cable system, the compressed air from the engines 22, 24 to the respective nozzle holes 29, 30 supplying. In FIG. 2, the engine 22 at a low pressure compressor 22 A, and a high pressure compressor 22 B, which both have additional side air ports. The engine 24 accordingly has a low-pressure compressor 24 A and a high-pressure compressor 24 B. For example, the engines 22, 24 can be the CF6-60D type from General Electric. In such engines, stages 22 A , 24 A can be the eighth compressor stage and stages 22 B , 24 B can be the fourteenth compressor stage. The secondary air has a relatively high pressure and a high temperature compared to the pressure and the temperature of the outside air.

Die Niederdruckverdichter 22 A, 24 A sind über zugeordnete Rückschlagventile 31, 32 und Leitungen mit ersten Einlässen von Mischejektoren 35, 36 verbunden. Hochdruckverdichter 22 B, 24 B sind über Sperrventile 33, 34 und zugeordnete Leitungen mit zweiten Einlässen der Mischejektoren 35, 36 verbunden. Die Auslässe der Mischejektoren 35, 36 sind über zugeordnete Sperrventile 37, 38 und Leitungen mit einem gemeinsamen Versorgungskanal 39 für das vorliegende Leitungssystem verbunden.The low-pressure compressors 22 A , 24 A are connected via associated check valves 31, 32 and lines to first inlets of mixing ejectors 35, 36 . High-pressure compressors 22 B , 24 B are connected to second inlets of the mixing ejectors 35, 36 via check valves 33, 34 and associated lines. The outlets of the mixing ejectors 35, 36 are connected to a common supply channel 39 for the present line system via associated check valves 37, 38 and lines.

Die Absperrventile 33, 34 und 37, 38 werden durch eine nicht näher beschriebene Steuerung gesteuert, um dem Versorgungskanal 39 während der Start- und Landemanöver des Flugzeuges 20 Luft zuzuführen. Die Luft kann von jeweils einem oder beiden Tragflächen 22, 24 bei entsprechender Steuerung der Absperrventile 37, 38 geliefert werden. Beim typischen Landeanflug und Durchstarten sind die Absperrventile 33, 34 und 37, 38 offen, so daß die Luft aus den Verdichtern 22 A, 24 A, 22 B und 24 B kommt, wobei die Ejektoren 35, 36 die Luftströme aus den jeweiligen Verdichtern mischen. Bei einem typischen Start und bei einer Landung mit Schubumkehr sind die Sperrventile 33, 34 geschlossen, so daß die Luft nur aus den Verdichtern 22 A, 24 A kommt. Beim Ausfall eines der Triebwerke 22, 24 (bspw. das Triebwerk 24), wird das Absperrventil 38 geschlossen und das Absperrventil 33 geöffnet, damit die Verdichter 22 A, 22 B des betriebsfähigen Triebwerkes 22 Luft bei allen Manövern liefern. Während die Absperrventile 33, 34 offen sind, verhindern die Rückschlagventile 31, 32 eine Rückströmung von Druckluft in die Niederdruckverdichter 22 A, 24 A. The shut-off valves 33, 34 and 37, 38 are controlled by a controller (not described in more detail) in order to supply air to the supply duct 39 during the take-off and landing maneuvers of the aircraft 20 . The air can be supplied from one or both wings 22, 24 with appropriate control of the shut-off valves 37, 38 . During the typical landing approach and go-around, the shut-off valves 33, 34 and 37, 38 are open so that the air comes from the compressors 22 A , 24 A , 22 B and 24 B , the ejectors 35, 36 mixing the air flows from the respective compressors . During a typical take-off and when landing with a thrust reverser, the check valves 33, 34 are closed so that the air only comes from the compressors 22 A , 24 A. If one of the engines 22, 24 (for example the engine 24 ) fails, the shut-off valve 38 is closed and the shut-off valve 33 is opened so that the compressors 22 A , 22 B of the operational engine 22 deliver air during all maneuvers. While the shut-off valves 33, 34 are open, the check valves 31, 32 prevent compressed air from flowing back into the low-pressure compressors 22 A , 24 A.

An einer der in Fig. 2 dargestellten ähnlichen Anordnung durchgeführte Versuche mit Triebwerken CF6-50D der Fa. General Electric haben ergeben, daß der Druck und die Temperatur der dem gemeinsamen Versorgungskanal 39 zugeführten Luft während der beschriebenen Manöver von etwa 5,62 kg/cm² bei etwa 357°C bis etwa 8,44 kg/cm² bei etwa 482°C reichen.Experiments carried out on a similar arrangement to that shown in FIG. 2 with CF6-50D engines from General Electric have shown that the pressure and the temperature of the air supplied to the common supply duct 39 during the described maneuvers of about 5.62 kg / cm 2 at about 357 ° C to about 8.44 kg / cm² at about 482 ° C.

Der gemeinsame Versorgungskanal 39 ist einerseits an einen ersten Verteiler 40 _i von einer Vielzahl von in Reihe geschalteten Verteilern 40 _i im linken Flügel 23 und anderseits an einen ersten Verteiler 41 _i von einer Vielzahl von in Reihe geschalteten Verteilern 41 _i im rechten Flügel 25 angeschlossen. Eine Vielzahl von Düsenkammern 42 _k ist mit den Verteilern 40 _i verbunden und eine Vielzahl von Düsenkammern 43 _k ist mit den Verteilern 41 _i verbunden. Ein Teil jeder der Düsenkammern 42 _k, 43 _k befindet sich in dem Nasenbereich der Tragfläche 23, 25 und weist eine Vielzahl von Lochdüsen 29, 30 auf.The common supply channel 39 is connected on the one hand to a first distributor 40 _i of a plurality of distributors 40 _i connected in series in the left wing 23 and on the other hand to a first distributor 41 _i of a plurality of distributors 41 _i connected in series in the right wing 25 . A plurality of nozzle chambers 42 _k are connected to the distributors 40 _i and a plurality of nozzle chambers 43 _k are connected to the distributors 41 _i . A part of each of the nozzle chambers 42 _k , 43 _k is located in the nose area of the wing 23, 25 and has a plurality of perforated nozzles 29, 30 .

Bei einem Prototyp des vorliegenden Leitungssystems sind acht Verteiler 40 _i, 41 _i vorgesehen (d. h. i =1 bis 8), während jedem Verteiler 40 _i, 41 _i jeweils zwei Düsenkammern 42 _k, 43 _k zugeordnet sind. (d. h. k =1 bis 16).In a prototype of the present line system, eight distributors 40 _i , 41 _{i are} provided (ie i = 1 to 8), while two distributor chambers 42 _k , 43 _{k are} assigned to each distributor 40 _i , 41 _i . (ie k = 1 to 16).

Der am weitesten außen liegende Verteiler der Verteiler 40 _i, 41 _i endet in einem Venturirohr 44, 45, das in der Spitze der Tragfläche 23, bzw. 25 angeordnet ist und durch das zum Enteisen Druckluft ausströmen kann, wie dies später beschrieben wird. The outermost distributor of the distributors 40 _i , 41 _i ends in a Venturi tube 44, 45 , which is arranged in the tip of the wing 23 , or 25 and through which compressed air can flow out for deicing, as will be described later.

Der folgende Teil der Beschreibung beschäftigt sich nur mit dem der Tragfläche 23 zugeordneten Teil des Leitungssystems, weil die dem Tragflügel 24 zugeordneten Teile des Leitungssystems analog und symmetrisch aufgebaut sind.The following part of the description deals only with the part of the line system assigned to the wing 23 , because the parts of the line system assigned to the wing 24 are constructed analogously and symmetrically.

Fig. 3 zeigt ein typisches Verteilerrohr 40 _i sowie zwei zugehörige Düsenkammern 42 _k. Die im Einzelnen vorliegenden Abmessungen der Verteilerrohre 40 _i und der Düsenkammern 42 _k ändern sich entlang der Tragfläche 23 so, daß sich zusammen mit der Größe und dem Abstand der Lochdüsen 29 ein konstanter Momentausströmkoeffizient der Druckluft an, der Oberseite der Tragfläche 23 ergibt. Fig. 3 shows a typical manifold 40 _i and two associated nozzle chambers 42 _k . The individual dimensions of the distributor pipes 40 _i and the nozzle chambers 42 _k change along the wing 23 such that, together with the size and the distance of the perforated nozzles 29, a constant torque outflow coefficient of the compressed air results at the top of the wing 23 .

Fig. 3 und die entsprechenden Teile der Fig. 4, 7, 8 und 9 zeigen, daß das Verteilerrohr 40 _i ein langgestrecktes Rohr aus Metall ist, das ein erstes, innenbordseitiges Ende (in Fig. 3 rechts) und ein zweitens außenbordseitiges Ende (in Fig. 3 links) aufweist. Umfangslippen 46, 47 sind am ersten und zweiten Ende des Verteilerrohres 40 _i vorgesehen, wobei die Lippe 46 an einen Balgen 49 angeschweißt oder mit diesem sonstwie verbunden ist, der seinerseits am ersten Ende des Verteilerrohres 40 _i angeschweißt oder sonstwie festgelegt ist, und wobei die Lippe 47 am zweiten Ende des Verteilerrohres 40 _i angeschweißt oder sonstwie befestigt ist. Beide Lippen 46, 47 sind so konstruiert, daß sie stumpf an den entsprechenden Lippen der angrenzenden Verteilerrohre 40 _i anliegen, so daß sich die aufeinanderfolgenden Verteilerrohre 40 _i durch geeignete Marmon-Schellen 48 oder ähnliche Elemente, die um die Lippen 46, 47 herumgelegt werden, aneinander befestigen lassen. Die Balgen 49 können in irgendeiner Ausführung vorliegen, die eine Expansion und Kontraktion parallel zur Längsachse des Verteilerrohres 40 _i zuläßt. Ein Paar von innenbordseitigen Ansätzen 50 ist an einer dem ersten Ende nahen Stelle am Verteilerrohr 40 _i angeschweißt oder sonstwie befestigt, während am Verteilerrohr 40 _i an dessen zweiten Ende ein Paar von außenbordseitigen Ansätzen 51 angeschweißt oder sonstwie befestigt ist. FIGS. 3 and the corresponding parts of Fig. 4, 7, 8 and 9 show that the manifold 40 is _i an elongated tube of metal, which has a first, inboard end (in Fig. 3, right) and a second, outboard end ( having in Fig. 3, left). Circumferential lips 46, 47 are provided at the first and second ends of the distributor pipe 40 _i , the lip 46 being welded or otherwise connected to a bellows 49 , which in turn is welded or otherwise fixed to the first end of the distributor pipe 40 _i , and the Lip 47 is welded or otherwise fastened to the second end of the distributor pipe 40 _i . Both lips 46, 47 are constructed so that they abut the corresponding lips of the adjacent manifolds 40 _i , so that the successive manifolds 40 _i by suitable Marmon clamps 48 or similar elements that are placed around the lips 46, 47 , have them attached to each other. The bellows 49 can be of any design that allows expansion and contraction parallel to the longitudinal axis of the distributor pipe 40 _i . A pair of inboard lugs 50 is provided at a first end proximate location to the distributor pipe 40 _i welded or otherwise secured, while _i is welded or manifold 40 at its second end a pair of out-board side projections 51 otherwise secured.

Die Ansätze 50, 51 ermöglichen eine Lagerung des Verteilerrohres 40 _i an entsprechenden Elementen der Tragfläche 23.The lugs 50, 51 enable the distributor pipe 40 _i to be supported on corresponding elements of the wing 23 .

Die Luftzufuhr aus dem Verteilerrohr 40 _i an jede Düsenkammer 42 _k erfolgt durch ein Paar von flexiblen Leitungen 53, die zum ersten bzw. zweiten Ende der Düsenkammer 42 _k gerichtet sind, sowie eine starre Leitung 52 zwischen den flexiblen Leitungen 53. Die starre Leitung 52 ist im allgemeinen rohrförmig aufgebaut, besteht aus metallischem Werkstoff und ist sowohl an der Düsenkammer 42 _k als auch an dem Verteilerrohr 40 _i verschweißt oder sonstwie befestigt. Die Düsenkammer 42 _k und das Verteilerrohr 40 _i enthalten entsprechende Öffnungen, die einen Luftdurchgang durch die Leitung 52 erlauben. Die flexiblen Leitungen 53 weisen andererseits einen metallischen Balgen auf, der eine Expansion und Kontraktion quer zur Längsachse zuläßt, wobei jede flexible Leitung 53 auf geeignete Weise (durch Schweißen oder sonstwie) am Verteilerrohr 40 _i und der Düsenkammer 42 _k festgelegt ist. Jede Düsenkammer 42 _k kann sich daher relativ zum Verteilerrohr 40 _i in Scherrichtung an Punkten bewegen, die von der festen Abstützung beabstandet sind, die die zwischenliegende starre Leitung 52 bildet.Air is supplied from the manifold 40 _i to each nozzle chamber 42 _k through a pair of flexible lines 53 directed to the first and second ends of the nozzle chamber 42 _k , and a rigid line 52 between the flexible lines 53 . The rigid line 52 is generally tubular, consists of a metallic material and is welded to the nozzle chamber 42 _k as well as to the distributor pipe 40 _i or otherwise fastened. The nozzle chamber 42 _k and the distributor pipe 40 _i contain corresponding openings which allow air to pass through the line 52 . The flexible lines 53 , on the other hand, have a metallic bellows which permits expansion and contraction transversely to the longitudinal axis, each flexible line 53 being fixed in a suitable manner (by welding or otherwise) to the distributor pipe 40 _i and the nozzle chamber 42 _k . Each nozzle chamber 42 _k can therefore move relative to the manifold 40 _i in the shear direction at points that are spaced from the fixed support that forms the intermediate rigid line 52 .

Obgleich die Düsenkammer 42 _k über die von den Leitungen 52, 53 gebildeten Verbindungen starr am Verteilerrohr 40 _i festgelegt ist, kann die Düsenkammer 42 _k sich in bezug auf das Verteilerrohr 40 _i geringfügig quer zur Längsabmessung bewegen. Es sind daher ein Paar von Zugbändern 54 vorgesehen, die mit beiden Enden an entsprechenden den Nasen 54 A (Fig. 4) der Düsenkammer 42 _k angeschweißt oder sonstwie befestigt sind und um die angrenzenden Teile des Verteilerrohres 40 _i herum verlaufen.Although the nozzle chamber 42 _{k is} rigidly fixed to the distributor pipe 40 _i via the connections formed by the lines 52, 53 , the nozzle chamber 42 _k can move slightly transversely to the longitudinal dimension with respect to the distributor pipe 40 _i . There are therefore a pair of drawstrings 54 are provided, which are welded or otherwise fastened at both ends to the corresponding lugs 54 A ( FIG. 4) of the nozzle chamber 42 _k and extend around the adjacent parts of the distributor pipe 40 _i .

Wie Fig. 3 zeigt, sind die jeweiligen Enden der aneinandergrenzenden Düsenkammern 42 _k geringfügig voneinander beabstandet, so daß sie sich in Längsrichtung ausdehnen können. Eine Abschirmplattenkonstruktion mit Abschirmplatten 55, die ausführlicher in Verbindung mit den Fig. 11, 12 beschrieben wird, bildet für die Enden der aneinandergrenzenden Düsenkammern 42 _k eine Gleitabdeckung.As shown in Fig. 3, the respective ends of the adjacent nozzle chambers 42 _{k are} slightly spaced from each other, so that they can expand in the longitudinal direction. A shield plate construction with shield plates 55 , which is described in greater detail in connection with FIGS. 11, 12, forms a sliding cover for the ends of the adjoining nozzle chambers 42 _k .

Wie Fig. 4 bis 9 zeigen, weist die Tragfläche 23 einen Träger 60, der in Richtung der Spannweite verläuft und an dem eine Vielzahl von Rippen angebracht sind auf, die die Flügelkonstruktion hinter dem Nasenbereich halten. Am Träger 60 ist unten ein Stützträger 61 vorgesehen, der ebenfalls in Richtung der Spannweite verläuft. Eine Vielzahl von (oberen) Tragrippen 62 und eine entsprechende Vielzahl unterer Tragrippen 63 sind am Träger 60 und am Stützträger 61 befestigt und voneinander in Richtung der Spannweite beabstandet. Eine obere Fläche jeder Stützrippe 62 von der Vielzahl der oberen Stützrippen ist gekrümmt ausgeführt. An ihr ist eine gekrümmte obere Nasenplatte 66 befestigt. Entsprechend ist auch die untere Fläche jeder der unteren Tragrippen 63 gekrümmt ausgeführt. An ihr ist eine gekrümmte untere Nasenplatte 67 befestigt. Beim Zusammenbau werden einander entsprechende Tragrippen 62 und 63 zueinander ausgerichtet und mit den Bändern 68 miteinander verbunden.As shown in FIG. 4 show to 9, the supporting surface 23 of a support 60 which extends in the direction of the span and are attached to a plurality of ribs which keep the wing structure behind the nose portion. On the support 60 , a support beam 61 is provided below, which also extends in the direction of the span. A plurality of (upper) support ribs 62 and a corresponding plurality of lower support ribs 63 are fastened to the support 60 and to the support support 61 and spaced apart from one another in the direction of the span. An upper surface of each support rib 62 of the plurality of upper support ribs is curved. A curved upper nose plate 66 is attached to it. Accordingly, the lower surface of each of the lower support ribs 63 is also curved. A curved lower nose plate 67 is attached to it. During assembly, corresponding supporting ribs 62 and 63 are aligned with one another and connected to one another with the belts 68 .

Die Nasenplatten 66, 67 bestehen vorzugsweise aus einem Glasfasermaterial, weil in der Nähe der Nasenplatten 66, 67 zur Luftauslaßkonstruktion hohe Temperaturen auftreten. In einem Prototyp des vorliegenden Leitungssystem besteht dieser Werkstoff aus einer inneren und einer äußeren Lage aus mit Glasfasern verstärktem Epoxyharz auf einem Wabenkern aus Nomex-Material. Die Anordnung enthält Aussparungen, die die entsprechenden Tragrippen 62, 63 aufnehmen. Im zusammengebauten Zustand bilden der Träger 60, der Stützträger 61 und die oberen Nasenplatten 66, 67 eine Kammer, die im Nasenbereich der Tragfläche 23 in der Richtung der Spannspitze verläuft und in der sich die Verteilerrohre 40 _i und die zugeordneten Düsenkammern 42 _k befinden. Weiterhin entsteht ein in Richtung der Spannspitze verlaufender Schlitz zwischen der oberen und unteren Nasenplatte 66, 67, durch den hindurch eine Oberfläche der Düsenkammern 42 _k offenliegt.The nose plates 66, 67 are preferably made of a glass fiber material because high temperatures occur in the vicinity of the nose plates 66, 67 to the air outlet construction. In a prototype of the present pipe system, this material consists of an inner and an outer layer made of glass fiber reinforced epoxy resin on a honeycomb core made of Nomex material. The arrangement contains recesses which receive the corresponding support ribs 62, 63 . In the assembled state, the carrier 60 , the support carrier 61 and the upper nose plates 66, 67 form a chamber which runs in the nose region of the wing 23 in the direction of the tensioning tip and in which the distributor pipes 40 _i and the associated nozzle chambers 42 _k are located. Furthermore, a slot runs in the direction of the clamping tip between the upper and lower nose plates 66, 67 , through which a surface of the nozzle chambers 42 _{k is} exposed.

Innenbordseitig liegende obere und untere Tragwinkel 64 A, 64 B und außenbordseitig liegende obere und untere Tragwinkel 65 A, 65 B verbinden jedes Verteilerrohr 40 _i mit der Tragflächenkonstruktion. Die Winkel 64 A, 64 B sind am Träger 60, bzw. Träger 61 befestigt und nehmen jeweils gemeinsam ein entsprechendes Paar der innenbordseitigen Ansätze 50 nichtgleitend auf. Die Winkel 65 A, 65 B sind am Träger 60 bzw. Träger 61 befestigt und nehmen ein entsprechendes Paar der außenbordseitig liegenden Ansätze 51 im Gleitsitz auf. Die Elemente 51, 65 bilden ein Loslager, während die Elemente 50, 64 ein Festlager bilden.Upper and lower support angles 64 A , 64 B on the inboard side and upper and lower support angles 65 A , 65 B on the outboard side connect each distributor pipe 40 _i to the wing construction. The angles 64 A , 64 B are fastened to the carrier 60 or carrier 61 and each jointly accommodate a corresponding pair of the inboard approaches 50 in a non-sliding manner. The angles 65 A , 65 B are fastened to the carrier 60 or carrier 61 and accommodate a corresponding pair of the outboard-side lugs 51 in a sliding fit. The elements 51, 65 form a floating bearing, while the elements 50, 64 form a fixed bearing.

Wie Fig. 5 zeigt, verläuft durch den Winkel 65 A parallel zur Längsabmessung des Trägers 60 eine Öffnung, die eine langgestreckte zylindrische Hülse 57 aufnimmt. Um das Verteilerrohr 40 _i am Winkel 65 A zu befestigen, verläuft die Hülse 57 auch durch eine entsprechende Öffnung im außenbordseitig liegenden Ansatz 51, die eine mittig angeordnete verschmälerte Auflagerfläche 51 A enthält, an die sich die Hülse 57 mit ihrer Außenfläche anlegt. Die Gleitverbindung wird durch einen Bolzen 59 zusammengehalten, dessen Schaft durch die Hülse 57 verläuft und dessen Kopf auf dem ersten Schenkel des Winkels 65 A aufliegt. Der Schaft des Bolzens 59 steht über den zweiten, gegenüberliegenden Schenkel des Winkels 65 A vor. Auf sein freies Ende ist eine Mutter 59 A aufgeschraubt. Im Ruhezustand, wenn dem Verteilerrohr 40 _i keine Druckluft zugeführt wird, bleibt der Ansatz 51 in der in Fig. 5 gezeigten Lage. Wenn Druckluft zugeführt wird, bewirkt die Wärmeausdehnung des Verteilerrohres 40 _i in der Längsrichtung, daß der Ansatz 51 auf der Hülse 57 nach links gleitet. Die verhältnismäßig kleine Fläche 51 A zwischen dem Ansatz 51 und der Hülse 57, an der Reibung stattfinden kann, erlaubt diese Bewegung auch dann, wenn das Verteilerrohr 40 _i und der Ansatz 51 nicht einwandfrei miteinander ausgerichtet sind (z. B., wenn sich die Tragfläche 23 durchbiegt). As FIG. 5 shows, an opening runs through the angle 65 A parallel to the longitudinal dimension of the carrier 60 and receives an elongated cylindrical sleeve 57 . In order to fasten the distributor pipe 40 _{i to} the angle 65 A , the sleeve 57 also runs through a corresponding opening in the extension 51 on the outboard side, which contains a centrally arranged narrowed support surface 51 A , against which the sleeve 57 lies with its outer surface. The sliding connection is held together by a bolt 59 , the shaft of which extends through the sleeve 57 and the head of which rests on the first leg of the angle 65 A. The shaft of the bolt 59 protrudes over the second, opposite leg of the angle 65 A. A 59 A nut is screwed onto its free end. In the idle state, when no compressed air is supplied to the distributor pipe 40 _i , the attachment 51 remains in the position shown in FIG. 5. When compressed air is supplied, the thermal expansion of the manifold 40 _i in the longitudinal direction causes the shoulder 51 to slide to the left on the sleeve 57 . The relatively small area 51 A between the shoulder 51 and the sleeve 57 , on which friction can take place, allows this movement even if the distributor pipe 40 _i and the shoulder 51 are not properly aligned with one another (for example, if the Wing 23 bends).

Gemäß Fig. 6 ist der innenbordseitig liegende Ansatz 51 mit einer Öffnung versehen, die eine langgestreckte zylindrische Hülse 56 aufnimmt. Der Tragwinkel 64 A ist ebenfalls mit einer Öffnung versehen, die durch ihn parallel zur Längsabmessung des Trägers 60 verläuft. Ein Bolzen 58 verläuft durch die Öffnungen im Winkel 64 A und der Hülse 56 und vervollständigt das Festlager, wobei der Kopf des Bolzens 58 auf einem ersten Schenkel des Tragwinkels 64 A aufliegt und eine Mutter 58 A auf das freie Ende des Bolzens 58 aufgeschraubt ist und auf dem zweiten Schenkel des Winkels 64 A aufliegt.According to FIG. 6, the inboard approach 51 is provided with an opening which receives an elongated cylindrical sleeve 56 . The support bracket 64 A is also provided with an opening which runs through it parallel to the longitudinal dimension of the carrier 60 . A bolt 58 runs through the openings at angle 64 A and the sleeve 56 and completes the fixed bearing, the head of the bolt 58 resting on a first leg of the support bracket 64 A and a nut 58 A being screwed onto the free end of the bolt 58 and rests on the second leg of the angle 64 A.

Das Fest- und Loslager mit den Ansätzen 50, 51 und den Winkeln 64 B, 65 B erreicht, entsprechen dem Fest- und Loslager 64, 65 mit den Ansätzen 51, 50 und den Winkeln 64 A, 65 A.The fixed and floating bearing with the approaches 50, 51 and the angles 64 B , 65 B reached correspond to the fixed and floating bearings 64, 65 with the approaches 51, 50 and the angles 64 A , 65 A.

Jede Düsenkammer 42 _k (Fig. 4, 7, 8, 9) besitzt einen im wesentlichen rechteckigen Querschnitt. Ihr erstes und zweites Ende sind jeweils geschlossen, so daß die Luftzufuhr zur Kammer jeweils nur durch die Leitungen 52, 53 und der Luftablaß nur durch die Lochdüsen 29 erfolgen, wie dies im folgenden beschrieben wird. Die Düsenkammer 42 _k hat ein Vorderwandelement 80, das bogenförmig gekrümmt ist und dessen vertikale Abmessung im wesentlichen gleich der Strecke entspricht, die die obere und die untere Nasenplatte 66, 67 und den dazwischen befindlichen Schlitz überdecken. Wie am besten die Fig. 7, 8 und 9 zeigen, wird das Vorderwandelement 80 im wesentlichen von der Tragkonstruktion für die Düsenkammer 42 _k, die Leitungen 52, 53 und die Zugbänder 54 bündig mit den jeweiligen Außenflächen 69, 70 der oberen und unteren Nasenplatten 66, 67 gehalten.Each nozzle chamber 42 _k ( Fig. 4, 7, 8, 9) has a substantially rectangular cross section. Their first and second ends are each closed, so that the air supply to the chamber takes place only through the lines 52, 53 and the air discharge only through the perforated nozzles 29 , as will be described in the following. The nozzle chamber 42 _k has a front wall element 80 which is curved in an arc and whose vertical dimension corresponds substantially to the distance covered by the upper and lower nose plates 66, 67 and the slot located therebetween. As best shown in FIGS. 7, 8 and 9, the front wall member 80 is essentially flush with the support structure for the nozzle chamber 42 _k , the lines 52, 53 and the drawstrings 54 with the respective outer surfaces 69, 70 of the upper and lower nose plates 66, 67 held.

Damit sich jede Düsenkammer 42 _k in der Richtung der Spannweite gegenüber den angrenzenden Nasenplatten 66, 67 ausdehnen oder zusammenziehen kann und die Luftströmung zwischen dem Äußeren der Vorderkante der Tragfläche 23 und der die Luftausgabeanordnung enthaltenden Kammer hält, ist jede Düsenkammer 42 _k mit einer oberen Zunge 81 und einer unteren Zunge 82 versehen, die in Längsrichtung entlang der oberen bzw. unteren Fläche der Düsenkammer 42 _k verlaufen. Eine in Richtung der Spannweite verlaufende erste Nut nimmt die obere Zunge 81 auf. Diese Nut wird von einem in Richtung der Spannweite verlaufenden Abstandshalter 83 und einer in Richtung der Spannweite verlaufenden Platte 84 gebildet, die beide mit geeigneten Befestigungseinrichtungen der oberen Nasenplatte 66 am Schlitz für die Düsenkammer 42 A festgelegt sind. Entsprechend ist eine zweite in Richtung der Spannweite verlaufende Nut vorgesehen, die die untere Zunge 82 aufnimmt, wobei diese Nut von einem in Richtung der Spannweite verlaufenden Abstandshalter 85 und einer in Richtung der Spannweite verlaufenden Platte 86 gebildet wird, die beide mit geeigneten Befestigungseinrichtungen an der unteren Nasenplatte 67 am Schlitz für die Düsenkammer 42 _k befestigt sind.So that each nozzle chamber 42 _k can expand or contract in the direction of the span relative to the adjacent nose plates 66, 67 and keep the air flow between the exterior of the leading edge of the wing 23 and the chamber containing the air outlet arrangement, each nozzle chamber 42 _{k is} with an upper tongue 81 and a lower tongue 82 which extend in the longitudinal direction along the upper and lower surfaces of the nozzle chamber 42 _k . A first groove running in the direction of the span accommodates the upper tongue 81 . This groove is formed by a spacer 83 extending in the spanwise direction and a plate 84 extending in the spanwise direction, both of which are fixed to the slot for the nozzle chamber 42 A with suitable fastening devices of the upper nose plate 66 . Correspondingly, a second spanwise groove is provided which receives the lower tongue 82 , this groove being formed by a spacer 85 extending in the spanwise direction and a plate 86 extending in the spanwise direction, both with suitable fastening devices on the lower nose plate 67 are attached to the slot for the nozzle chamber 42 _k .

Im Vorderwandelement 80 der Düsenkammer 42 _k befindet sich eine Vielzahl von Lochdüsen 29, die jeweils (siehe Fig. 10) in eine Vertiefung 80 A in der vorderen Fläche bzw. der Außenfläche des Vorderwandelementes 80 münden und ein gebohrtes Loch 87 umfassen, das in die Vertiefung 80 A mündet, so daß die Druckluft im wesentlichen tangential zu einem Teil der Außenfläche 80 B über die Vertiefung 80 A ausgeblasen wird. Durch entsprechende Wahl der Anzahl, der Verteilung in Richtung der Spannseite und der Größe der Löcher 87 kann erreicht werden, daß die aus diesen austretende Luft über den oberen Teil der Außenfläche 80 B und damit über die angrenzende Außenfläche 69 der oberen Nasenfläche 66 strömt und die Grenzschicht beeinflußt.In the front wall element 80 of the nozzle chamber 42 _k there is a multiplicity of perforated nozzles 29 which each (see FIG. 10) open into a recess 80 A in the front surface or the outer surface of the front wall element 80 and comprise a drilled hole 87 which leads into the Indentation 80 A opens out, so that the compressed air is blown out tangentially to part of the outer surface 80 B via indentation 80 A. By appropriate selection of the number, the distribution in the direction of the clamping side and the size of the holes 87 can be achieved that the air emerging from these flows over the upper part of the outer surface 80 B and thus over the adjacent outer surface 69 of the upper nose surface 66 and the Boundary layer affected.

Wie am besten die Fig. 8 und 9 zeigen, ist in dem Träger 60 eine Vielzahl von Löchern 60 A vorgesehen, die Richtung der Spannweite voneinander abbestandet sind und die Kammer, die die Druckluftabgabeanordnung enthält, belüften, um einen Überdruck in dieser Kammer zu vermeiden, wenn in der Druckluftabgabeanordnung ein Leck entsteht, und um weiterhin bei der Fabrikation, Reparatur und Wartung Zugang zu dieser Anordnung zu schaffen.As shown best FIGS. 8 and 9, is provided in the carrier 60 a plurality of holes 60 A, the direction of the span are abbestandet one another and the chamber containing the compressed air delivery assembly, ventilate to avoid an excess pressure in this chamber if there is a leak in the air delivery assembly and to continue accessing that assembly during fabrication, repair, and maintenance.

Bevor die Druckluft in die Druckluftabgabe eingespeist wird, besitzt diese die Umgebungstemperatur. Sie ist daher nicht ausgedehnt, wie dies in den Figuren gezeigt ist. Wenn die Druckluft einströmt, dehnt jedes Verteilerrohr 40 _i sich in Längsrichtung aus. Da das innenbordseitige Ende jedes Verteilerrohres 40 _i in der Tragflächenkonstruktion über die feste Verbindung mit den beiden Ansätzen 50 und den Winkeln 64 A, 64 B festgelegt ist, erfolgt die Expansion an gegenüber dem Festlager nach außen versetzten Punkten, wobei das außenbordseitige Ende des Verteilerrohres 40 _i sich in Längsrichtung in Bezug auf die Tragflächenstruktur nach außen ausdehnt und sich in unmittelbarer Nähe von dieser bewegt. Die Längsausdehnung wird durch Kompression der Balgen 49 auf dem angrenzenden außenbordseitigen Verteilerrohr 40 _i aufgenommen. In einem Prototyp des vorliegenden Leitungssystems weist jedes Verteilerrohr eine Länge von etwa 1,83 m auf. Es dehnt sich bei einer Temperaturerhöhung von der Umgebungstemperatur auf 482°C in der Längsrichtung um etwa 13 mm aus.Before the compressed air is fed into the compressed air discharge, it has the ambient temperature. It is therefore not extended as shown in the figures. When the compressed air flows in, each manifold 40 _i expands in the longitudinal direction. Since the inboard end of each distributor pipe 40 _{i is} fixed in the wing construction via the fixed connection with the two lugs 50 and the angles 64 A , 64 B , the expansion takes place at points offset to the outside relative to the fixed bearing, the outboard end of the distributor pipe 40 _i extends longitudinally with respect to the wing structure and moves in close proximity to it. The longitudinal expansion is absorbed by compression of the bellows 49 on the adjacent outboard manifold 40 _i . In a prototype of the present pipe system, each distribution pipe has a length of approximately 1.83 m. When the temperature rises from the ambient temperature to 482 ° C, it expands in the longitudinal direction by about 13 mm.

Bei dieser Ausdehnung bewegen sich auch die Düsenkammern 42 _k, die den Verteilerrohren 40 _i jeweils zugeordnet sind, in Längsrichtung, was auf die feste Verbindung über die starren Leitungen 52 zurückzuführen ist. Als Ergebnis gleiten die Zungen 81, 82 in den Nuten in den Nasenplatten 66, 67, welche vom Abstandshalter 83 und der Platte 84 bzw. vom Abstandshalter 85 und der Platte 86 gebildet werden. Bei dieser Bewegung schließt sich der Spalt, der normalerweise zwischen den Enden der einem Verteilerrohr 40 _i zugeordneten Düsenkammern 42 _k und den Düsenkammern 42 _k vorliegt, die den innen- und außenbordseitig benachbarten Verteilerrohren 40 _i zugeordnet sind, bzw. wird dieser Spalt um einen der Längsausdehnung jedes Verteilerrohres 40 _i entsprechenden Betrag schmaler. Jede einzelne Düsenkammer 42 _k dehnt sich relativ zu dem ihr zugeordneten Verteilerrohr 40 _i nur sehr wenig aus. Diese Ausdehnung wird von den Balgen in den flexiblen Leitungen 53 aufgefangen.With this expansion, the nozzle chambers 42 _k , which are each assigned to the distributor pipes 40 _i , also move in the longitudinal direction, which can be attributed to the fixed connection via the rigid lines 52 . As a result, the tongues 81, 82 slide in the grooves in the nose plates 66, 67 , which are formed by the spacer 83 and the plate 84 or by the spacer 85 and the plate 86 . With this movement, the gap, which is normally 42 _k between the ends of a distribution pipe 40 _i associated nozzle chambers and the nozzle chambers 42 is present _k which are associated with 40 _i of the inboard and outboard sides adjacent manifolds, or is this gap to a closing Longitudinal expansion of each distribution pipe 40 _i corresponding amount narrower. Each individual nozzle chamber 42 _k expands only very little relative to the distributor pipe 40 _i assigned to it. This expansion is absorbed by the bellows in the flexible lines 53 .

Die Konstruktion 55 mit den Abschirmplatten 90, 91 ist am besten in den Fig. 11 und 12 dargestellt. Sie weist eine obere Abschirmplatte 90 und eine Abschirmplatte 91 auf, die mit einem Ende jeweils an zugehörigen Teilen der Außenfläche 80 B des Vorderwandelements 80 oberhalb und unterhalb der Vertiefung 80 A und am außenbordseitigen Ende jeder Düsenkammer 42 _k angeschweißt oder sonstwie befestigt sind. Die anderen bzw. außenbordseitigen Enden der Abschirmplatten 90, 91 liegen über den angrenzenden innenbordseitigen Enden der angrenzenden Düsenkammer 42 _k. Bei der Fabrikation werden die Abschirmplatten 90, 91 so aufgebracht, daß ihre Enden im wesentlichen bündig mit den angrenzenden Flächen der Nasenplatten 66, 67 verlaufen. Innerhalb der Kammer in der Tragfläche 23 ist ein flexibles Band 92 auf das außen- und das innenbordseitige Ende der angrenzenden Düsenkammer 42 _k aufgesetzt. Ein oberer L-förmiger metallener Verschlußhalter 93 und ein unterer L-förmiger metallener Verschlußhalter 94 verlaufen gleichermaßen über aneinandergrenzende Düsenkammern 42 _k, wobei der obere Verschlußhalter 93 und das obere Ende des flexiblen Bandes 92 an der oberen Nasenplatte 66 mit den gleichen Befestigungseinrichtungen festgelegt sind, die das Abstandselement 85 und die Platte 86 an ihr festlegen. Auf diese Weise wird die Luftströmung durch den Spalt zwischen aneinandergrenzenden Düsenkammern 42 _k auf den Spalt zwischen den Abschirmplatten 90, 91 begrenzt. Auch wird diese Luftströmung durch das darunterliegende Band 92 blockiert.The structure 55 with the shielding plates 90, 91 is best shown in FIGS. 11 and 12. It has an upper shielding plate 90 and a shielding plate 91 , which are welded or fastened at one end to respective parts of the outer surface 80 B of the front wall element 80 above and below the recess 80 A and at the outboard end of each nozzle chamber 42 _k . The other or outboard ends of the shielding plates 90, 91 lie over the adjacent inboard ends of the adjacent nozzle chamber 42 _k . During manufacture, the shielding plates 90, 91 are applied so that their ends are substantially flush with the adjacent surfaces of the nose plates 66, 67 . Within the chamber in the supporting surface 23 of a flexible band is mounted _k 92 on the outer and inner inboard end of the adjacent nozzle chamber 42nd An upper L-shaped metal fastener holder 93 and a lower L-shaped metal fastener holder 94 likewise run over adjacent nozzle chambers 42 _k , the upper fastener holder 93 and the upper end of the flexible band 92 being fixed to the upper nose plate 66 with the same fastening devices, which fix the spacer 85 and the plate 86 to it. In this way, the air flow through the gap between adjoining nozzle chambers 42 _{k is} limited to the gap between the shielding plates 90, 91 . This air flow is also blocked by the band 92 underneath.

Während der Ausdehnung der Druckluftausgabeanordnung ist der Spalt zwischen aneinandergrenzenden Düsenkammern 42 _k in Fig. 11 im wesentlichen verschlossen, wobei die Abschirmplatten 90, 91 nach rechts gleiten. Der Spalt zwischen den Abschirmplatten 90, 91 ermöglicht es, daß die Druckluft aus den Lochdüsen 29 ausströmen kann, die sich in der außenbordseitigen Düsenkammer (in Fig. 11 die rechte Kammer) 42 _k in der Nähe der Abschirmplatten 90, 91 befinden.During the expansion of the compressed air discharge arrangement, the gap between adjoining nozzle chambers 42 _k in FIG. 11 is essentially closed, with the shielding plates 90, 91 sliding to the right. The gap between the shielding plates 90, 91 enables the compressed air to flow out of the perforated nozzles 29 , which are located in the outboard nozzle chamber (the right chamber in FIG. 11) 42 _k in the vicinity of the shielding plates 90, 91 .

Unter ungünstigen Bedingungen, bei denen eine wesentliche Anzahl der Löcher 87, die die Lochdüsen 29 bilden, mit Eis zugesetzt sind, könnte das System ausfallen. Daher stellt das vorliegende Leitungssystem eine Enteisung der Lochdüsen 29 durch den Einsatz der in Fig. 13 gezeigten Venturianordnung 44 sicher. Eine Leitung 96 der Venturianordnung weist an ihrem innenbordseitigen Ende eine Umfangslippe 97 auf, die mit einer Marmon-Schelle 97 mit der entsprechenden Lippe 47 auf dem außenbordseitigen Ende des am weitesten außen liegenden Verteilerrohres 40 _i verspannt ist. Die Leitung 96 weist an ihrem außenbordseitigen Ende eine Übergangsleitung 96 A der Venturianordnung 44 auf, deren Durchmesser sich zu einem im wesentlichen zylindrischen Kanal 96 B verjüngt, der in einem mit einer Öffnung versehenen Flansch 98 gleitbar gelagert ist, der seinerseits an der äußersten Spitzenrippe 99 der Tragfläche 23 befestigt ist. In der Rippe 99 ist eine Öffnung vorgesehen, die mit der Öffnung 98 im Flansch 98 und damit mit dem Inneren des Kanales 96 B fluchtet. Im normalen Betrieb wirken die Übergangsleitung 96 A und der Kanal 96 B als Venturirohr, so daß der Druckabfall über dieser Menge der durchströmenden Druckluft begrenzt. Wenn jedoch infolge der Vereisung durch eine wesentliche Anzahl von Lochdüsen 29 Druckluft nicht mehr austreten kann, strömt diese Druckluft durch die Leitung 96, die Übergangsleitung 96 A und den Kanal 96 B an die Umgebung ab, so daß die Verteilerrohre 40 _i und damit die miteinander verbundenen Düsenkammern 42 _k sich erwärmen und die blockierten Lochdüsen 29 enteist werden.The system could fail under unfavorable conditions in which a substantial number of the holes 87 which form the hole nozzles 29 are clogged with ice. Therefore, the present line system ensures defrosting of the perforated nozzles 29 by using the venturi arrangement 44 shown in FIG. 13. A line 96 of the venturi assembly has at its inboard end a peripheral lip 97 which is clamped with a Marmon clamp 97 with the corresponding lip 47 on the outboard end of the outermost manifold 40 _i . The line 96 has at its outboard end a transition line 96 A of the Venturi arrangement 44 , the diameter of which tapers to an essentially cylindrical channel 96 B , which is slidably mounted in a flange 98 provided with an opening, which in turn is located on the outermost tip rib 99 the wing 23 is attached. An opening is provided in the rib 99 , which is aligned with the opening 98 in the flange 98 and thus with the interior of the channel 96 B. In normal operation, the transition line 96 A and the channel 96 B act as a Venturi tube, so that the pressure drop over this amount of compressed air flowing through is limited. However, if due to the icing through a substantial number of perforated nozzles 29 compressed air can no longer escape, this compressed air flows through the line 96 , the transition line 96 A and the channel 96 B to the environment, so that the distributor pipes 40 _i and thus the one another connected nozzle chambers 42 _k heat up and the blocked perforated nozzles 29 are de-iced.

Mit einer Prototypausführung des vorliegenden Leitungssystemes sich bei Verwendung der im folgenden angegebenen Werkstoffe ein zufriedenstellender Betrieb des zur Grenzschichtbeeinflussung innerhalb der oben erwähnten Druck- und Temperaturbereiche erzielen, während die Herstellung und der Zusammenbau des Systems sehr einfach sind.With a prototype version of the existing pipe system satisfactory when using the materials specified below Operation of the interface to influence within the above mentioned Achieve pressure and temperature ranges while the Manufacturing and assembling the system are very easy.

ElementWerkstoff Versorgungskanal 39Stahl 321 oder 347 CRES Verteilerrohr 40 _i, 41 _iStahl 321 oder 347 CRES Düsenkammern 42 _k, 43 _kStahl 321 oder 347 CRES Lippen 46, 47Inconel-Stahl Balgen 49Stahl 321 oder 347 CRES Ansätze 50, 51Stahl 321 oder 347 CRES Leitung 52Stahl 321 oder 347 CRES Leitung 53Inconel-Stahl Zugbänder 54Stahl 321 oder 347 CRES Ansätze 54 AStahl 321 oder 347 CRES Abschirmplatten 90, 91Stahl 321 oder 347 CRES Hülsen 56, 57passivierter Stahl 17-4 PH Bolzen und Muttern 58Stahl A 286 Träger 60Aluminium 2024 Träger 61Aluminium 7075 Tragrippen 62, 63Aluminium 2024 Winkel 64, 64 A, 65, 65 AAluminium 2024 Nasenplatten 66, 67Glasfaser-Wabenkern Bänder 68Aluminium 2024 Abstandshalter 83, 85Titan Platten 84, 86Titan Dichtungen 92glasfaserverst. Silicongummi Dichtungshalter 93, 94Aluminium 2024 Leitung 96Stahl 321 oder 347 CRES Lippe 97Inconel-Stahl Flansch 98Stahl 321 oder 347 CRES Rippe 99 (Flügelspitze)Aluminium 2024Element material supply duct 39 steel 321 or 347 CRES manifold 40 _i , 41 _i steel 321 or 347 CRES nozzle chambers 42 _k , 43 _k steel 321 or 347 CRES lips 46, 47 Inconel steel bellows 49 steel 321 or 347 CRES extensions 50, 51 steel 321 or 347 CRES line 52 steel 321 or 347 CRES line 53 Inconel steel tie rods 54 steel 321 or 347 CRES extensions 54 A steel 321 or 347 CRES shielding plates 90, 91 steel 321 or 347 CRES sleeves 56, 57 passivated steel 17-4 PH bolts and nuts 58 steel A 286 support 60 aluminum 2024 support 61 aluminum 7075 support ribs 62, 63 aluminum 2024 angle 64, 64 A , 65, 65 A aluminum 2024 nose plates 66, 67 glass fiber honeycomb core strips 68 aluminum 2024 spacers 83, 85 titanium plates 84 , 86 titanium seals 92 glass fiber reinforced Silicon rubber seal holder 93, 94 aluminum 2024 line 96 steel 321 or 347 CRES lip 97 inconel steel flange 98 steel 321 or 347 CRES rib 99 (wing tip) aluminum 2024

Die Anzahl der Verteilerrohre 40 _i, 41 _i kann in Abhängigkeit von der Leichtigkeit der Herstellung dieser Verteilerrohre 40 _i, 41 _i und der Expansion gewählt werden, die sich mit den Balgen 49 auffangen läßt. Theoretisch kann auch ein einziges Verteilerrohr verwendet werden. Wie dies aber in den Beispielen erörtert wurde, erfährt dieses einzige Verteilerrohr dann an seinem äußersten Ende eine Ausdehnung von etwa 100 mm. Degleichen sind jedem Verteilerrohr 40 _i, 41 _i jeweils zwei Düsenkammern 42 _k, 43 _k hauptsächlich deshalb zugeordnet, um die Herstellung dieser Kammern in gradlinigen Profilstücken zu erlauben, mit denen sich beim Zusammenbau die Krümmung der Vorderkante der Tragfläche 23, 25 annähern läßt.The number of manifolds 40 _i , 41 _i can be selected depending on the ease of manufacture of these manifolds 40 _i , 41 _i and the expansion that can be absorbed by the bellows 49 . In theory, a single manifold can also be used. However, as discussed in the examples, this single manifold then extends approximately 100 mm at its extreme end. Equal to each manifold 40 _i , 41 _i each have two nozzle chambers 42 _k , 43 _{k assigned} mainly to allow the production of these chambers in straight profile pieces, with which the curvature of the front edge of the wing 23, 25 can be approximated during assembly.

Claims

1. Leitungssystem für eine Einrichtung zur Beeinflussung der Grenzschicht an der Oberfläche einer Flugzeugtragfläche durch Ausblasen von Druckluft aus wenigstens einer Lochdüse, die in Richtung der Spannweite entlang des Nasenbereichs der Tragfläche angeordnet ist, wobei vorgesehen sind:

a) mehrere, voneinander getrennte Düsenkammern (42 k; 43 k), die bündig mit der Oberfläche des Nasenbereichs in der Längsachse der Tragfläche (23; 25) angeordnet sind und mit in Längsrichtung verteilten Lochdüsen (87) versehen sind;
b) mehrere in Längsrichtung sich erstreckende Verteilerrohre (40 i; 41 i) für die Druckluft, welche hintereinander angeordnet und miteinander verbunden sind;
c) mehrere Verbindungsleitungen (52, 53) zur Verbindung der Verteilerrohre (40 i; 41 i) mit den Düsenkammern (42 k; 43 k),

1. Line system for a device for influencing the boundary layer on the surface of an aircraft wing by blowing compressed air out of at least one perforated nozzle which is arranged in the direction of the span along the nose area of the wing, the following being provided:

a) a plurality of separate nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) which are arranged flush with the surface of the nose region in the longitudinal axis of the wing ( 23; 25 ) and are provided with perforated nozzles ( 87 ) distributed in the longitudinal direction;
b) a plurality of longitudinally extending distributor pipes ( 40 i ; 41 i) for the compressed air, which are arranged one behind the other and connected to one another;
c) a plurality of connecting lines ( 52, 53 ) for connecting the distributor pipes ( 40 i ; 41 i) to the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) ,

gekennzeichnet durch die folgenden Merkmale:

d) jedes Verteilerrohr (40 i; 41 i) ist durch ein innenbordseitiges Festlager (50, 64) und ein außenbordseitiges Loslager (51, 65) mit der Tragfläche (23; 25) verbunden;
e) die Verteilerrohre (40 i; 41 i) sind durch in Längsrichtung flexible Verbindungseinrichtungen (49) miteinander verbunden;
f) jede Düsenkammer (42 k; 43 k) weist eine obere (81) und eine untere (82) Zunge auf, die sich in Längsrichtung erstrecken und jeweils gleitbar in einer in Längsrichtung verlaufenden Nut der Tragflächen (23; 25) gelagert sind;
g) jedes Verteilerrohr (40 i; 41 i) weist als Verbindungsleitungen zu den Düsenkammern (42 k; 43 k) an dem Endbereich eine flexible Leitung (53) und eine dazwischenliegende starre Leitung (52) auf.

characterized by the following features:

d) each distributor pipe ( 40 i ; 41 i) is connected to the supporting surface ( 23; 25 ) by an inboard fixed bearing ( 50, 64 ) and an outboard floating bearing ( 51, 65 );
e) the distributor pipes ( 40 i ; 41 i) are connected to one another by means of connecting devices ( 49 ) which are flexible in the longitudinal direction;
f) each nozzle chamber ( 42 k ; 43 k) has an upper ( 81 ) and a lower ( 82 ) tongue, which extend in the longitudinal direction and are each slidably mounted in a longitudinal groove of the wings ( 23; 25 );
g) each distributor pipe ( 40 i ; 41 i) has a flexible line ( 53 ) and an intermediate rigid line ( 52 ) as connecting lines to the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) .

2. Leitungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungseinrichtung als Balgen (49) ausgebildet sind.2. Pipe system according to claim 1, characterized in that the connecting device are designed as bellows ( 49 ).

3. Leitungssystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die flexiblen Leitungen (53) jeweils einen Balgen enthalten. 3. Pipe system according to claim 1 or 2, characterized in that the flexible lines ( 53 ) each contain a bellows.

4. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Festlager (50, 64) aus jeweils einem mit dem Verteilerrohr (40 i; 41 i) bzw. der Tragfläche (23; 25) fest verbundenen "u"-förmigen Element (50, 64), die spielfrei ineinandergreifen, und einem die Elemente (50, 64) verbindenden Bolzen besteht.4. Pipe system according to one of claims 1 to 3, characterized in that the fixed bearing ( 50, 64 ) from one with the manifold ( 40 i ; 41 i) or the wing ( 23; 25 ) firmly connected "u" - shaped element ( 50, 64 ) which interlock without play, and a bolt connecting the elements ( 50, 64 ).

5. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Loslager (51, 65) aus jeweils einem mit dem Verteilerrohr (40 i; 41 i) bzw. der Tragfläche (23; 25) fest verbundenen "u"-förmigen Element (51, 65), die in Längsrichtung gegeneinander verschiebbar ineinander eingreifen, und einem die Elemente (51, 65) verbindenden Bolzen (59) besteht.5. Pipe system according to one of claims 1 to 4, characterized in that the floating bearing ( 51, 65 ) from one with the manifold ( 40 i ; 41 i) or the wing ( 23; 25 ) firmly connected "u" - Shaped element ( 51, 65 ), which engage one another in the longitudinal direction, and a bolt ( 59 ) connecting the elements ( 51, 65 ).

6. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Nuten für die Zungen (81, 82) jeweils durch Platten (84, 86) gebildet sind, die durch Abstandsteile (83, 85) von der Nasenwand (66; 67) beanstandet sind.6. Pipe system according to one of claims 1 to 5, characterized in that the grooves for the tongues ( 81, 82 ) are each formed by plates ( 84, 86 ) by spacers ( 83, 85 ) from the nose wall ( 66; 67 ) are objected to.

7. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß an dem außenbordseitigen Ende jeder Düsenkammer (42 k; 43 k) jeweils an der Vorderseite eine obere (90) und eine untere (91) Abschirmplatte derart im Abstand voneinander befestigt sind, daß die Lochdüsen (87) hinter dem gebildeten Spalt freiliegen und daß die Abschirmplatten (90, 91) das innenbordseitige Ende der benachbarten Düsenkammer (42 k; 43 k) gleitbar überdecken.7. Pipe system according to one of claims 1 to 6, characterized in that at the outboard end of each nozzle chamber ( 42 k ; 43 k) in each case at the front, an upper ( 90 ) and a lower ( 91 ) shielding plate are attached at a distance from each other that the perforated nozzles ( 87 ) are exposed behind the gap formed and that the shielding plates ( 90, 91 ) slidably cover the inboard end of the adjacent nozzle chamber ( 42 k ; 43 k) .

8. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß auf der Rückseite der Düsenkammern (42 k; 43 k) der Abstand zwischen benachbarten Enden der Düsenkammern (42 k; 43 k) durch ein flexibles Band (92) überdeckt ist, dessen Enden an der Nasenwand befestigt sind.8. Pipe system according to one of claims 1 to 7, characterized in that on the back of the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) the distance between adjacent ends of the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) is covered by a flexible band ( 92 ) whose ends are attached to the nasal wall.

9. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Düsenkammern (42 k; 43 k) mit einem Verteilerrohr (40 i; 41 i) verbunden sind.9. Pipe system according to one of claims 1 to 8, characterized in that two nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) are connected to a distributor pipe ( 40 i ; 41 i) .

10. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß um die Verteilerrohre (40 i; 41 i) verlaufende Zugbänder (54) zur Begrenzung der Relativbewegung der Düsenkammern (42 k; 43 k) in Querrichtung in bezug auf das entsprechende Verteilerrohr (40 i; 41 i) vorgesehen sind, und daß die Zugbänder (54) an den Düsenkammern (42 k; 43 k) befestigt sind.10. Pipe system according to one of claims 1 to 9, characterized in that around the distributor pipes ( 40 i ; 41 i) extending drawstrings ( 54 ) for limiting the relative movement of the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) in the transverse direction with respect to the corresponding Distribution pipe ( 40 i ; 41 i) are provided, and that the drawstrings ( 54 ) are attached to the nozzle chambers ( 42 k ; 43 k) .

11. Leitungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß das außenbordseitige Ende des äußersten Verteilerrohres (40 i) mit einem Venturirohr (96, 96 A) verbunden ist, dessen freies Ende (96 B) in einem Flansch (98) gleitbar gelagert ist und mit der Umgebungsluft in Verbindung steht.11. Line system according to one of claims 1 to 10, characterized in that the outboard end of the outermost manifold ( 40 i) is connected to a Venturi tube ( 96, 96 A) , the free end ( 96 B) in a flange ( 98 ) is slidably mounted and communicates with the ambient air.