DE3013265C2 - Two-dimensional, one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines for propelling high-performance aircraft - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen zweidimensionalen einseitigen Schrägstoßeinlauf für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit einem zum Verdichter des Triebwerks führenden seitlich gekrümmten, insbesondere doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal und insbesondere einem regelbaren Einlaufquerschnitt für den Überschallbetrieb durch verstellbare, oben angeordnete Rampen, die im Unterschallbetrieb hochgestellt sind und im Überschallbetrieb nach unten schwenken, so daß im Lufteinlaufkanal eine variable konvergent-divergente Lufteinlaufgeometrie erzeugt wird.The invention relates to a two-dimensional one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines to drive high-performance aircraft, with a laterally curved, in particular double-curved, leading to the compressor of the engine Air inlet duct and in particular a controllable inlet cross-section for supersonic operation adjustable ramps at the top, which are raised in subsonic operation and in supersonic operation swivel downwards so that a variable convergent-divergent air inlet geometry in the air inlet duct is produced.

Der Lufteinlauf eines Flugzeugs hat die Aufgabe, einen möglichst großen Teil der kinetischen Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie umzuwandeln. Besonders bei höheren Flugmachzahlen kann dieser Energierückgewinn beachtlich sein. Um diesen zu optimieren, muß die aufgefangene und verdichtete Luft verlustarm und in homogenem Zustand dem Triebwerk in richtig dosierter Menge zugeführt werden. Strömungsverluste ergeben sich hauptsächlich aus Luftreibung und Verdichtungsstößen. The task of the air intake of an aircraft is to absorb as much of the kinetic energy of the to convert incoming air into pressure energy while reducing its speed. Especially with higher ones In flight mach numbers, this energy recovery can be substantial. To optimize this, the Trapped and compressed air with little loss and in a homogeneous state to the engine in the correct dose Amount to be supplied. Flow losses result mainly from air friction and compression shocks.

Ein großes Augenmerk ist dabei auch auf die Widerstände der Außenströmung zu richten, die möglichst niedrig bleiben müssen.A great deal of attention should be paid to the resistance of the external flow, which must stay as low as possible.

Beim Start und bei niedriger Fluggeschwindigkeit wird dem Triebwerk die Luft wegen des niedrigen Drucks am Einlaufende mit großem Volumen zugeführt, was besagt, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt des Lufteinlaufs groß bemessen sein muß. Demgegenüber ist bei hohem Überschallflug das Luftvolumen am Einlaufende aufgrund des erzeugten großen Drucks extrem niedrig, was bedeutet, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt möglichst klein bemessen sein muß, um im Eintrittsbereich des Lufteinlaufs die gewünschte Lage der Verdichtungsstöße einzuhalten.During take-off and at low airspeed, the engine will run out of air because of the low Pressure supplied at the inlet end with a large volume, which means that the mechanically narrowest flow cross-section the air inlet must be large. In contrast, this is the case with high supersonic flight Air volume at the inlet end is extremely low due to the high pressure generated, which means that the mechanically narrowest flow cross-section must be dimensioned as small as possible in order to be in the inlet area of the Air inlet to maintain the desired position of the compression shock.

Außerdem wird heute von Hochleistungsflugzeugen mit Überschallfähigkeit speziell im Unterschallbereich Luftkampftauglichkeit verlangt Hierbei muß mit hohen Flugzeuganstellwinkeln operiert werden, die Schräganströmung nach sich ziehen. Diese führt vorne an derIn addition, today high-performance aircraft with supersonic capabilities are used, especially in the subsonic range Air combat suitability required Here, high aircraft angles of attack have to be operated, the inclined flow entail. This leads to the front of the

ίο Unterlippe des Lufteinlaufs zu Strömungsabrissen, die bodennahe Ablösungen hervorrufen, welche sich bis weit in den Lufteinlaufkanal bzw. Unterschallbereich des Diffusors hinein erstrecken.ίο lower lip of the air inlet to stall that cause detachments close to the ground, which extend far into the air inlet duct or subsonic area of the diffuser extend into it.

Dieser ungünstige Strömungsumstand wirkt sichThis unfavorable flow condition has an effect

is besonders kritisch bei im Flugzeugrumpf eingebauten Triebwerken und seitlich vom Flugzeugrumpf angeordneten Überschallufteinläufen mit doppelt gekrümmten Luftzufuhrkanälen vom Lufteinlauf zum jeweiligen Triebwerk aufgrund der nachfolgend beschriebenen Strömungserscheinungen aus:is particularly critical for those built into the aircraft fuselage Engines and the side of the fuselage arranged supersonic air inlets with double curved Air supply ducts from the air inlet to the respective engine due to the following described Flow phenomena from:

Die über der vorerwähnten bodennahen und verlustreichen Ablösung befindliche ungestörte Strömung läuft durch die Trägheit ihrer Masse mit hoher Geschwindigkeit an der Innenseite der zum Flugzeugrumpf hin abgekri'-mmten strömungsäußeren Kanalwand (in Strömungsrichtung betrachtet innen an der Kanalaußenwand) an, so daß sich im Bereich der gegenüberliegenden Strömu.igsinnenwand ein Unterdruckgebiet ausbildet, das aerodynamisch nach Auffüllung verlangt. Dies besorgt die weniger kinetische Energie aufweisende bodennahe Ablösungsströmung, die durch ihre nunmehr erfolgende seitliche Abströmbewegung innerhalb des Lufteinlaufs zur Strömungsinnenwand hin, wo sie hinaufgleitet, eine Drallströmung anfacht, deren Energie noch dadurch verstärkt wird, daß die an der Innenseite der Strömungsaußenwand anliegende ungestörte Strömung in den nunmehr freiwerdenden bodennahen Bereich nachströmt und die ursprünglich bodennahe abgelöste Strömung weiter zur Kanalinnenwand hin abdrängt. Eine weitere Intensivierung dieser Drallerscheinung kann durch die nachfolgende Gegenkrümmung des Lufteinlaufkanals bewirkt werden, insofern, als nach dem Krümmungswendepunkt die bis dahin an der Innenseite der Strömungsaußenwand anliegende ungestörte Strömung zur anderen Wand des Lufteinlaufkanals getragen wird, die nunmehr zur Strömungsaußenwand wird, wobei die ursprünglich bodennahe, abgelöste Strömung nach oben und zu' Strömungsinnenwand des Gegenkrümmers hin abgedrängt wird.The undisturbed flow above the aforementioned ground-level and loss-making detachment runs due to the inertia of their mass at high speed on the inside of the aircraft fuselage curved outer flow channel wall (viewed in flow direction inside on the outer channel wall) so that a negative pressure area forms in the area of the opposite inner wall of the flow, which aerodynamically requires filling. This takes care of the less kinetic energy detachment flow close to the ground, which by its now occurring lateral outflow movement within the Air inlet to the inner wall of the flow, where it slides up, a swirl flow, the energy of which ignites is reinforced by the fact that the undisturbed flow lying on the inside of the flow outer wall flows into the area close to the ground that has now become free and the area originally close to the ground the detached flow continues to push away towards the inner wall of the canal. A further intensification of this twist phenomenon can be caused by the subsequent counter-curvature of the air inlet duct, insofar as than after the point of curvature inflection, the one up to then lying on the inside of the outer wall of the flow undisturbed flow is carried to the other wall of the air inlet duct, which now becomes the flow outer wall, whereby the originally near-ground, detached flow is pushed up and towards' flow inner wall of the counter bend.

Gasturbinenstrahltriebwerke für Hochleistungsflugzeuge sind heute durchwegs mit einem vielstufigen Axialverdichter ausgerüstet, dessen Vorzüge einerseits unbestritten sind, der aber andererseits nur einen engen stabilen Arbeitsbereich aufweist und empfindlich auf Luftinhomogenitäten reagiert. Dieser Schwäche des Axialverdichters begegnet man durch Aufteilung desselben in mehrere Verdichtergruppen mit verschiedenen Drehzahlen, durch Verstellung der Leitschaufeln und durch Abblasen von Verdichterluft zwischen einzelnen Verdichterstufen. Durch diese Maßnahmen wird in großem Umfang das gefürchtete Verdichterpumpen als Folge starker Strömungsungleichheiten vermieden. Hierbei reißt die Luftströmung zwischen den einzelnen Verdichterstufen ab, was zu erheblicherGas turbine jet engines for high-performance aircraft today are consistently multi-stage Axial compressor equipped, the advantages of which on the one hand are undisputed, but on the other hand only a narrow one has a stable working area and is sensitive to air inhomogeneities. This weakness of the Axial compressor is encountered by dividing it into several compressor groups with different ones Speeds, by adjusting the guide vanes and by blowing off compressor air between individual compressor stages. These measures make the dreaded compressor pumping to a large extent avoided as a result of severe flow imbalances. Here the air flow breaks between the individual compressor stages, which becomes more significant

^h5 Leistungsreduzierung des Triebwerks bis zum völligen Zusammenbruch des Triebwerksprozesses führen kann. ^h5 power reduction of the engine can lead to the complete collapse of the engine process.

Aus vorstehend Gesagtem geht hervor, daß die ausFrom what has been said above it follows that the

Lufteinlauf und Gasturbinentriebwerk bestehende An-Air intake and gas turbine engine existing

triebsanlage eines Flugzeugs nur dann in allen Leistungsbereichen Schub mit gutem Wirkungsgrad erzeugt, wenn Lufteinlauf und Triebwerk aerodynamisch stabil zusammenarbeiten. Wie bereits erwähnt, gelingt dies unter bestimmten konzeptionellen Gegebenheiten des Lufteinlaufs und bei extremen Betriebszuständen, wie im vorliegenden Fall !?si geflogenen großen Flugzeuganstellwinkeln, nicht immer.engine of an aircraft only then in all Power ranges Thrust generated with good efficiency if the air intake and engine are aerodynamic work together in a stable manner. As already mentioned, this succeeds under certain conceptual conditions the air intake and in extreme operating conditions, as in the present case!? si flown large aircraft angles of attack, not always.

Hier setzt die Erfindung ein, deren Aufgabe darin besteht, besondere Maßnahmen vorzuschlagen, welche die schädliche Drallausbildung des zum Verdichter laufenden Luftstromes verhindert bzw. zumindest so weit unterdrückt, daß eine stabile Arbeitsweise des Verdichters gewährleistet bleibt und diesem die vorverdichtete Luft in einem ausreichenden homogenen Zustand zugeführt wird.This is where the invention comes in, the task of which is to propose special measures which the harmful swirl formation of the air flow running to the compressor is prevented or at least so far suppressed that a stable operation of the compressor remains guaranteed and this the pre-compressed air is supplied in a sufficiently homogeneous state.

Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung durch mindestens einen am Lufteinlaufboden befestigen, nach oben weisenden und in Längsrichtung des Lufteinlaufkanals verlaufenden, insbesondere dessen Längsmittellinie folgenden Strömungsleitzaun, dessen stromaufwärtiges Ende im Bereich des Beginns der Kanalkrümmung liegt und dessen stromabwärtiges Ende sich mindestens bis zum Ende der Kanalkrümmung, bei einem doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal zumindest bis zum Krümmungswendepunkt hin erstreckt. This object is achieved according to the invention by attaching at least one to the air inlet base, pointing upwards and running in the longitudinal direction of the air inlet duct, in particular its Longitudinal center line following flow guide fence, the upstream end of which is in the area of the beginning of the Canal curvature and its downstream end extends at least to the end of the canal curvature, in the case of a double-curved air inlet duct, extends at least up to the point of curvature inflection.

Der erfindungsgemäße Strömungsleitzaun bewirkt, daß im Unterschallbetrieb bei Flugzuständen mit großen Flugzeuganstellwinkeln die auftretende Strömungsablösung bzw. die gestörte bodennahe Gruncströmung nicht zur Innenseite der Strömungsinnenwand abfließen kann bzw. an diesem »Seitenwechsel« verhindert wird; d. h. die bodennahe verwirbelte Grundströmung bleibt über dem Lufteinlaufkanalboden in etwa gleichmäßig verteilt, wobei sie sich bis zum Verdichtereintritt weitestgehend auflöst, so daß dem Verdichter eine im wesentlichen homogene, drallfreie Strömung zugeführt wird.The flow guide fence according to the invention causes that in subsonic operation with flight conditions large aircraft angles of attack the occurring flow separation or the disturbed ground-level green flow cannot flow to the inside of the inner wall of the flow or at this "change of side" is prevented; d. H. the swirled basic flow close to the floor remains above the air inlet duct floor distributed approximately evenly, largely dissolving up to the compressor inlet, so that the Compressor a substantially homogeneous, swirl-free flow is supplied.

Die erfindungsgemäße Einrichtung ist aber nicht nur geeignet, die Arbeitsweise des Lufteinlaufs im Unterschallbetrieb bei großen Flugzeuganstellwinkel entscheidend zu verbessern sondern beeinflußt in überraschender Weise auch das Betriebsverhalten des Lufteinlaufs im Überschallflug, wie nachstehend näher erläutert wird:The device according to the invention is not only suitable for the operation of the air inlet in subsonic operation to improve decisively at large aircraft angles of attack but has a surprising effect Manner also the operating behavior of the air inlet in supersonic flight, as in more detail below is explained:

Als eine besondere Störung des Lufteinlaufs bei Überschalldiffusoren hat sich das in der Fachsprache als »Brummen« bezeichnete Phänomen erwiesen. Diese Störung tritt im stark unterkritischen Betriebsbereich auf, d. h. zum Beispiel dann, wenn sich durch einen L.astwechsel des Triebwerks dessen Gegendruck am Einlaufende bei gleichzeitig konstanter Flugmachzahl und gleichbleibender Einlaufgeometrie erhöht. Hierbei wandert der abschließende Verdichtungsstoß stromaufwärts vor die Einlaufkante, findet dort keine stabile Lage und schwingt instationär hin und her. Dies führt nicht nur zu einem erheblichen Abfall des mittleren Drucks durch Strömungsungleichförmigkciten und damit zur Verminderung des Luftdurchsatzes und des Druckrückgewinns, sondern kann auch die mechanische Zerstörung der Lufteinlaufstruktur bewirken. Um im unterkritischen Betriebszustand den Lufteinlauf zu entdrosseln und damit den herausgelaufenen Geradstoß wieder in seine vorgesehene stabile Lage zurückzubringen, ist es bekannt, vor dem Triebwerk eine Luftabblasklappe anzuordnen, die im unterkritischen Betriebszustand öffnet Dies bedeutet aber andererseits einen Leistungsverlust durch den Arbeitsinhalt der abgeblasenen, durch den Lufteinlauf vorher bereits verdichteten Luft Zur Luftabblasung wird daher erst dann gegriffen, wenn eine Querschnittsverringerung des Lufteinlaufs durch Verstellung der aberen Rampen aus aerodynamischen Gründen für den Zustand der Strömung nach den Rampen nicht mehr tragbar ist Mit anderen Worten, die oberen beweglichen Rampen können nicht beliebig weit in den Lufteinlauf zu dessen Querschnittsverengung hinein verstellt werden, weil sonst der abschließende gerade Verdichtungsstoß seine stabile Lage verlieren und in nachteiliger Weise für den Triebwerksprozeß nach vorne fluktuieren würde.As a particular disruption of the air intake in supersonic diffusers, this has become known in the jargon "Humming" phenomenon has been proven. This malfunction occurs in the strongly subcritical operating range on, d. H. For example, if the counterpressure of the engine increases due to a load change Incoming end increased with constant flight mach number and constant inlet geometry. Here if the final shock wave moves upstream in front of the inlet edge, there is no stable one Position and oscillates unsteadily back and forth. This not only leads to a significant drop in the mean Pressure due to non-uniform flow and thus to reduce the air throughput and the Pressure recovery, but can also cause the mechanical destruction of the air intake structure. To im subcritical operating state to dethrottle the air inlet and thus the straight line that has run out To bring it back into its intended stable position, it is known to have a To arrange air relief flap that opens in the subcritical operating state This means on the other hand a loss of performance due to the work content of the blown off, due to the air inlet beforehand Compressed air Air is therefore only used when there is a reduction in the cross-section of the Air inlet by adjusting the buten ramps With aerodynamic reasons for the state of the flow after the ramps is no longer acceptable In other words, the upper movable ramps cannot go as far into the air inlet to it Cross-sectional constriction can be adjusted, because otherwise the final straight shock wave will be its lose stable position and would fluctuate forward in a disadvantageous manner for the engine process.

Zur Minimierung der Leistungsverluste durch Abblasen von Druckluft im unterkritischen Betriebszustand werden also die beweglichen oberen Rampen so weit wie möglich in den Lufteinlauf hinein verstellt, wodurch aber hinter der letzten oberen Rampe eine Strömungsablösung eintreten kann. Es tritt daher im Überschallflug mit minimalem Luftbedarf des Triebwerks, d. h. bei eingestellten kleinen Einlaufquerschnitten der umgekehrte Zustand wie beim Unterschallflug mit großen Flugzeuganstellwinkeln ein. Die beim Überschallflug ungestörte untere Strömung läuft ebenfalls durch die Krümmung des Lufteinlaufkanals an der Innenseite der Kanalaußenwand an, wodurch sich im Bereich der Strömungsinnenwand ein Unterdruckgebiet ausbildet, das nach Auffüllung verlangt. Diese wird besorgt durch die gestörte obere Ablösungsströmung, die nunmehr seitlich nach unten abfließt, wodurch, wie bereits im Zusammenhang mit dem Unterschallbetrieb beschrieben, eine für den Axialverdichter ungünstige Drallströmung zustandekommt, die sich äußerst schädlich dann auswirkt, wenn die Drehrichtung des Dralls gegensinnig zur Rotation des Verdichters gerichtet ist.To minimize power losses by blowing off compressed air in the subcritical operating state So the movable upper ramps are adjusted as far as possible into the air inlet, whereby but a flow separation can occur behind the last upper ramp. It therefore occurs in supersonic flight with minimal air requirement of the engine, d. H. with set small inlet cross-sections the opposite is the case Condition as in subsonic flight with large aircraft angles of attack. The one in supersonic flight undisturbed lower flow also runs through the curvature of the air inlet duct on the inside of the Outer wall of the duct, which creates a negative pressure area in the area of the inner wall of the flow, that calls for replenishment. This is taken care of by the disturbed upper separation flow, which is now flows laterally downwards, whereby, as already described in connection with the subsonic operation, a swirl flow which is unfavorable for the axial compressor occurs, which is then extremely damaging has an effect when the direction of rotation of the swirl is opposite to the rotation of the compressor.

Durch den erfindungsgemäßen Strömungsleitzaun wird bewirkt, daß die ungestörte, diesmal untere Strömung nicht insgesamt zur Innenseite der Strömungsaußenwand abfließen kann; vielmehr bleibt diese Strömung im wesentlichen über die Kanalbreite verteilt, so daß sich kein wirksames einseitiges Unterdruckgebiet im Lufteinlaufkanal ausbilden kann, so daß dem Triebwerksverdichter eine genügend homogene und weitgehend drallfreie Luftströmung zugeführt wird.The flow guide fence according to the invention has the effect that the undisturbed, this time lower The flow cannot flow away entirely to the inside of the flow outer wall; rather, this remains The flow is essentially distributed over the width of the channel, so that there is no effective one-sided negative pressure area can form in the air inlet duct, so that the engine compressor has a sufficiently homogeneous and largely swirl-free air flow is supplied.

In Ausgestaltung der Erfindung weist der vorgeschlagene Strömungsleitzaun an seinem stromaufwärtigen Ende eine am Lufteinlaufboden angesetzte Anschrängung auf. Diese Maßnahme trägt dazu bei, daß eine schädliche Vereisung im vorderen Bereich des Strömungsleitzaunes vermieden wird. Eine solche Abschrägung erspart außerdem Baugewicht.In an embodiment of the invention, the proposed flow guide fence has on its upstream At the end of a slope attached to the air inlet base. This measure helps to ensure that a harmful icing in the front area of the flow guide fence is avoided. Such a bevel also saves construction weight.

Die erfindungsgemäße Einrichtung leistet mit geringstem konstruktivem Aufwand insbesondere durch Reduzierung des Dralls einen besonderen Beitrag zur Aufrechterhaltung der vollen Funktionsfähigkeit der aus Lufteinlauf und Gasturbinentriebwerk bestehenden Antriebsanlage sowohl im Unterschall- als auch im Überschallbereich während extremer Betriebssituationen. The device according to the invention performs in particular with the least amount of structural effort Reduction of the twist makes a special contribution to maintaining the full functionality of the consisting of an air intake and a gas turbine engine, both in the subsonic and in the Supersonic range during extreme operating situations.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigtIn the drawing, an embodiment according to the invention is shown. It shows

F i g. 1 einen zweidimensionalen einseitigen Schrägstoßeinlauf im Längsschnitt während des Unterschallbetriebes mit schräger Anströmung,F i g. 1 shows a two-dimensional, one-sided angled butt inlet in longitudinal section during subsonic operation with inclined flow,

F i g. 2 einen Schnitt nach der Linie H-II der F i g. 1,F i g. 2 shows a section along the line H-II in FIG. 1,

F i g. 3 den Schrägstoßeinlauf im Längsschnitt während des Überschallbetriebes undF i g. 3 the oblique joint inlet in longitudinal section during of supersonic operation and

F i g. 4 einen Schnitt nach der Linie IV-IV der F i g. 3.F i g. 4 shows a section along the line IV-IV of FIG. 3.

Der dargestellte zweidimensionale (ebene) einseitige Schrägstoßeinlauf als Überschallufteinlauf besteht im wesentlichen aus einer vorderen oberen starren Rampe 1, einer beweglichen oberen zweiten Rampe 2 mit Drehgelenk 3, einer beweglichen oberen dritten Rampe 4 mit Drehgelenk 5 und einem Lufteinlaufboden 6 mit einer unteren vorderen starren Einlauflippe 7. Zwischen den beiden beweglichen Rampen 2 und 4 verbleibt ein Luftspalt 8. Der Lufteinlaufkanal ist insgesamt mit 9 bezeichnet und besteht aus einem vorderen Kanalkrüm- >° mer 10 und einem hinteren Kanalgegenkrümmer 11. Zwischen beiden liegt der Krümmungswendepunkt IV.The illustrated two-dimensional (flat) one-sided angled inlet as a supersonic air inlet consists of the essentially of a front upper rigid ramp 1, a movable upper second ramp 2 with Swivel joint 3, a movable upper third ramp 4 with swivel joint 5 and an air inlet floor 6 with a lower front rigid inlet lip 7. Between the two movable ramps 2 and 4 remains Air gap 8. The air inlet duct is designated as a whole with 9 and consists of a front duct bend-> ° mer 10 and a rear channel opposing bend 11. The turning point IV of the curvature lies between the two.

Auf dem Einlaufboden 6 ist ein Strömungsleitzaun 12 angeordnet, der in bezug auf die vordere untere Einlauflippe 7 zurückgesetzt ist und vorne eine Anschrägung 12a aufweist. Der Strömungsleitzaun 12 folgt der Längsmittellinie Mdes Lufteinlaufkanals 9.On the inlet floor 6, a flow guide fence 12 is arranged, which with respect to the front lower Inlet lip 7 is set back and has a bevel 12a at the front. The flow guide fence 12 follows the longitudinal center line M of the air inlet duct 9.

Nach den F i g. 1 und 2 wird im Unterschallbetrieb mit einem großen Flugzeuganstellwinkel geflogen. Dabei tritt in bezug auf den Lufteinlauf eine Schräganströmung Ss auf, durch die unmittelbar über dem Einlaufboden 6 eine verwirbelte Ablösungsströmung 5a 1 erzeugt wird (kurze Pfeile). Die darüberliegende ungestörte Strömung ist mit Su 1 bezeichnet. Sie läuft durch die Trägheit ihrer Masse an der Innenseite der Strömungsaußenwand 10a des vorderen Kanalkrümmers 10 an, so daß auf Seiten der Strömungsaußenwand 10a mehr Luftmasse sich befindet (drei lange Pfeile Su 1) als auf der Strömungsinnenwand 1Ob (nur ein langer Pfeil Su 1). Der Strömungsleitzaun 12 bewirkt, daß ->° zumindest nicht der rechtsseitige Teil der bodennahen Ablösungsströmung sa 1 in das an der linken Strömungswand 106 entstandene Unterdruckgebiet Ui abwandert. Nach dem Krümmungswendepunkt IV verteilt sich dann im Gegenkrümmer 11 die ungestörte Strömung Su 1, gezwungen durch die auftretende Zentrifugalbeschleunigung, wieder auf den ganzen Strömungsquerschnitt, ohne daß eine für den Axialverdichter schädliche Drallströmung auftritt. Im Gegenkrümmer Il löst sich die bodennahe Ablösungsströmung Sa 1 nach und nach auf, so daß dem Axialverdichter eine ausreichende homogene Strömung zugeführt wird.According to the F i g. 1 and 2 are flown in subsonic mode with a large aircraft angle of attack. In this case, an inclined flow Ss occurs with respect to the air inlet, by means of which a swirled detachment flow 5a 1 is generated directly above the inlet base 6 (short arrows). The undisturbed flow above is denoted by Su 1. Due to the inertia of its mass, it runs against the inside of the outer flow wall 10a of the front duct elbow 10, so that there is more air mass on the outer flow wall 10a (three long arrows Su 1) than on the inner flow wall 10b (only one long arrow Su 1) . The flow guide fence 12 has the effect that -> ° at least not the right-hand part of the detachment flow sa 1 close to the ground migrates into the negative pressure area Ui created on the left flow wall 106. After the point of curvature inflection IV, the undisturbed flow Su 1, forced by the centrifugal acceleration that occurs, is then distributed again over the entire flow cross-section in the opposing bend 11, without a swirl flow occurring which is harmful to the axial compressor. In the opposing bend II, the separation flow Sa 1 close to the ground gradually dissolves, so that a sufficiently homogeneous flow is supplied to the axial compressor.

Die F i g. 3 und 4 charakterisieren den Lufteinlauf während des Überschallbetriebes mit einer geraden Einlaufströmung Sg. Dabei treten mehrere schräge Verdichtungsstöße VI und V2 und ein abschließender Geradstoß V3 auf, hinter dem Unterschallströmung herrscht, insbesondere bei größeren Anstellwinkeln der beweglichen Rampen 2 und 4 bildet sich hinter der letzten Rampe 4 eine verwirbelte Ablösungsströmung Sa 2 aus, während darunter eine ungestörte Strömung Su 2 sich befindet. Zumindest der Teil dieser Strömung Su 2, der sich links vom Strömungsleitzaun 12 befindet, also strömungsinnenseitig, wird daran gehindert, auch zur Strömungsaußenwand 10a abzuwandern, so daß im wesentlichen eine gleichmäßige Verteilung der ungestörten Strömung Su 2 über die ganze Breite des Lufteinlaufkanals 9 bzw. des vorderen Kanalkrümmers 10 gegeben ist. Somit bildet sich im Bereich der Strömungsinnenwand 106 kein Unterdruckgebiet aus, wodurch auch die obere gestörte Ablösungsströmung Sa 2 in etwa gleichmäßig über die Kanaibreite verteilt verbleibt. Damit wird dem Axialverdichter auch während des Überschallflugs eine ausreichend homogene Luftströmung ohne schädlichen Drall zugeführt.The F i g. 3 and 4 characterize the air inlet during supersonic operation with a straight inlet flow Sg. A plurality of oblique shocks VI and V2 and a final Geradstoß V3 occur prevails behind the subsonic flow, especially for larger angles of incidence of the movable ramps 2 and 4 is formed behind the last Ramp 4 emits a swirled separation flow Sa 2 , while underneath there is an undisturbed flow Su 2 . At least the part of this flow Su 2 that is to the left of the flow guide fence 12, i.e. on the inside of the flow, is prevented from migrating to the flow outer wall 10a, so that essentially a uniform distribution of the undisturbed flow Su 2 over the entire width of the air inlet duct 9 or of the front duct manifold 10 is given. Thus, in the area of the inner wall 106 of the flow, no negative pressure area is formed, as a result of which the upper, disturbed separation flow Sa 2 also remains distributed approximately evenly over the width of the channel. This means that the axial compressor is supplied with a sufficiently homogeneous air flow without harmful swirl even during supersonic flight.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims (2)

Patentansprüche:Patent claims: 1. Zweidimensionaler einseitiger Schrägstoßeinlauf für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit einem zum Verdichter des Triebwerks führenden seitlich gekrümmten, insbesondere doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal, und mit insbesondere einem regelbaren Einlaufquerschnitt für den Überschallbetrieb durch verstellbare oben angeordnete Rampen, die im Unterschallbetrieb hochgestellt sind und im Überschallbetrieb nach unten schwenken, so daß im Lufteinlaufkanal eine variable konvergent-divergente Lufteinlaufgeometrie erzeugt wird, gekennzeichnet durch mindestens einen am Lufteinlaufboden (6) befestigten, nach oben weisenden und in Längsrichtung des Lufteinlaufkanals (9) verhufenden, insbesondere dessen Längsmittellinie (M) folgenden Strömungsleitzaun (12), dessen stromaufwärtiges Ende im Bereich des Beginns der Kanalkrümmung liegt und dessen stromabwärtiges Ende sich mindestens bis zum Ende der Kanalkrümmung, bei einem doppeltgekrümmten Lufteinlaufkanal (10, 11) zumindest bis zum Krümmungswendepunkt (W)b\n erstreckt.1. Two-dimensional, one-sided angled thrust inlet for gas turbine jet engines for the propulsion of high-performance aircraft, with a laterally curved, in particular double-curved air inlet duct leading to the engine's compressor, and in particular with an adjustable inlet cross-section for supersonic operation through adjustable ramps arranged above, which are raised in subsonic operation and afterwards in supersonic operation Pivot downwards so that a variable convergent-divergent air inlet geometry is generated in the air inlet channel, characterized by at least one flow guide fence (12) attached to the air inlet base (6), pointing upwards and in the longitudinal direction of the air inlet channel (9), in particular following its longitudinal center line (M) ), the upstream end of which lies in the area of the beginning of the duct curvature and the downstream end of which extends at least to the end of the duct curvature, in the case of a double-curved air inlet duct (10, 11) extends at least to the point of curvature inflection (W) b \ n. 2. Zweidimensionaler einseitiger Schrägstoßeinlauf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Strömungsleitzaun (12) an seinem stromaufwärtigen Ende eine am Lufteinlaufboden (6) angesetzte Anschrägung (12a) aufweist.2. Two-dimensional one-sided angled thrust inlet according to claim 1, characterized in that the flow guide fence (12) has at its upstream end a bevel (1 2a) attached to the air inlet base (6).