DE19634296A1 - Flugzeug FAN-Propeller und FAN-Triebwerke mit Einrichtungen zur Kontrolle des Lufteinlaufes und der Grenzschicht - Google Patents

Description

Einleitung und Stand der Technik

Unter dem Begriff FAN-Propeller sollen hier ringförmig aerodynamisch ummantelte Propeller verstanden werden, welche von Motoren, z. B. Verbrennungsmotoren oder Gasturbinen angetrieben werden, wie sie hauptsächlich bei Unterschall-Luftfahrzeugen, z. B. bei Transport- und Verkehrsflugzeugen, aber auch bei Leicht- und Sportflugzeugen, sowie bei Oberflächen- Schwebe- und -Gleitfahrzeugen verwendet werden.

Wenn im Folgenden die ringförmig aerodynamische Ummantelung alleine gemeint ist, spricht man vom FAN, bei der Kombination von FAN und Propeller vom FAN-Propeller, und schließ­ lich vom FAN-Triebwerk, wenn die Antriebsmaschine, z. B. Antriebsturbine mit eingebaut ist. In diesem Fall wird der Propeller auch als Rotor bezeichnet. Wenn der FAN-Propeller vor dem sogenannten Kerntriebwerk angeordnet ist, spricht man vom Front-FAN, und vom Aft-FAN, wenn er dahinter angeordnet ist. Der Front-FAN hat derzeit die größere Bedeutung.

Die Gründe für ihre Anwendungen und Vorteile gegenüber freifahrenden Propellern sind vielfältig, z. B. höherer Schub, geringerer Durchmesser, Schutz der Propeller (Rotoren), Reduzierung des Propellerlärmes, Verwendungsmöglichkeit in höheren Unterschallbereichen und geringerer Brennstoffverbrauch. Ihre hauptsächlichen Nachteile sind Zusatzgewichte und Luftwiderstand der mehr oder weniger großen FANs und die aus ihrer Größe resultieren Einbauprobleme.

Bei der damaligen Einführung der TL-Strahltriebwerke ein die Verkehrsluftfahrt (Comet, Caravel­ le und 707) wurden plötzlich viel höhere Reisegeschwindigkeiten erreicht, aber unter Inkauf­ nahme von höherem Brennstoffverbrauch und größeren Start- und Landestrecken. Erst die Entwicklung der o.g. FAN-Triebwerke, welche als Kombination von Strahltriebwerk und FAN-Propeller hohe Bypassverhältnisse ermöglichten, führten zum heutigen Standard.

Im Leichtflugzeugbau sind Lösungen bekannt, bei denen FAN-Propeller getrennt vom An­ triebsmotor angeordnet sind und durch Ferntriebwellen, mit oder ohne Getriebe miteinander verbunden sind. Oft wird der FAN hierbei als Leitwerksteil angeordnet.

Weitere Lösungen in diesem Bereich zeigen Anordnungen des FAN-Propellers unmittelbar hinter dem Rumpf oder dem Rumpf-Flügel-Übergang, um Ferntriebwellen zu vermeiden. Oft sind getrennte Leitwerksträger vorhanden. Bei derartigen Anordnungen entstanden starke, nach vom gerichtete Interferenzgeräusche, was für diese Projekte sehr nachteilig war.

In diesem Bereich des Flugzeugbaues war die Verwendung von FAN-Propellern im Vergleich zu freifahrenden Propellern bisher noch nicht sehr erfolgreich.

Die o.g. Interferenzgeräusche sind auch bei freifahrenden Druckpropellern, welche hinter Tragflügeln/Rümpfen oder Leitwerken angeordnet sind, bekannt.

Sie werden dadurch verursacht, daß sich an den vorderen umströmten Flugzeugteilen Grenzschichten ablösen, welche dann als mehr oder weniger stark verwirbelte Anströmung in den Propellerkreis gelangen.

Im weiteren Stand der Technik werden nun bekanntgemachte Anwendungen von FAN-Propellern und FAN-Triebwerken beschrieben, welche Einrichtungen zur Verringerung des Luftwiderstandes, zur Verbesserung des Schubes und zur Erhöhung des Auftriebes besitzen. Mitunter gehen diese Zielrichtungen auch ineinander über.

• 1. In der Flugphase Start/Steigen mit hoher Triebwerksleistung entstehen bekanntlich an der vorderen Einlaufinnenseite des FAN extrem hohe Unterdrücke, welche einerseits als Schub­ verstärkung erwünscht sind, andererseits aber die Gefahr der Strömungsablösung im Einlauf beinhalten, was einen Schubabfall zur Folge hätte. Hierzu wurden nach innen öffnende segmentförmige Einlaufklappen (im Sinne eines Vorflügels) angebracht, welche im Reiseflug wieder geschlossen wurden. Es wurde auch ein ringförmiger, im Start automatisch aus­ fahrender Vorflügel verwendet, welcher im Reiseflug ebenfalls automatisch wieder eingefahren wurde. Bei neueren FAN-Triebwerken sind derartige Teile nicht mehr vorhanden. Offensichtlich ist es gelungen, dieses Problem durch optimierte Profilgebung zu lösen, obwohl hierzu noch verschiedene Anmeldungen vorliegen.

Bezüglich der Optimierung von Auftrieb/Widerstand von Sport- und Reiseflugzeugen mittels FAN-Propellern wurden weitere Lösungen bekannt:

• 2. Mitte bis Ende der 50er Jahre veröffentlichte Dr. Raspet (USA) das Projekt eines 4-sitzigen Reiseflugzeuges mit FAN-Propeller am Heck, der gleichzeitig als Leitwerk diente und von einer Turbine, ebenfalls im Heck angeordnet, angetrieben wurde. Der Ansaugunterdruck der Turbine wurde dazu benutzt, um über spezielle Luftkanäle zum Tragflügel eine Grenzschichtabsaugung an einer porösen, elastisch verwölbbaren Oberfläche (z. B. Landeklappe), zu bewerkstelligen. Diese BLC (Boundary-Layer-Control = Grenzschichtkontrolle) wurde sowohl zur Auftriebs­ erhöhung bei nach unten gewölbten Landeklappen, als auch zur Widerstandsverringerung im Reiseflug (ohne gewölbte Landeklappen) benutzt. Leider gab es bei diesbezüglichen Flug­ versuchen angeblich einen tötlichen Unfall, der das Projekt stoppte.
• 3. Einige Zeit danach wurde im Auftrag der US-ARMY ein zweisitziges STOL-Experimental- Flugzeug realisiert (MARVEL), welches obige Technologie verwendete. Angeblich verlief die Flugerprobung zufriedenstellend. Zu einer Serienfertigung kam es allerdings nicht, da der Auftraggeber sich in seinem Bereich für die Einführung von Hubschraubern entschied. Die damalige Euphorie für die STOL-Technik im Sinne von Start- und Landefähigkeit in unvor­ bereitetem Gelände, was ja jede ARMY-Fliegerei benötigt, war damit zunächst stark gedämpft.
• 4. In einer Patentschrift von W. Binder vom 23. August 1956 (Nr. 947671 Klasse 62 b/B64 c) wurde ein STOL-Sportflugzeug-Projekt beschrieben, bei welchem ein Dreiecksflügel mit gerader Vorderkante und nach hinten gezogener Hinterkante (negativer Deltaflügel) tangential in die Unterkante eines FAN-Propeller-Leitwerkes einmündete. Es war beabsichtigt, mit diesem Konzept verschiedene Vorteile zu kombinieren, so z. B. Schutz des Propellers vor Boden­ kontakt, Auftriebserhöhung bei STOL durch die Absaugewirkung des FAN-Props an der, nach hinten tangential verlängerten Flügeloberseite und Widerstandsverringerung im Reiseflug durch den gleichen Effekt. Leider sind hieraus keine Erprobungsergebnisse bekannt gewor­ den. Es ist jedoch zu erwarten, daß bei diesem Konzept die im STOL auftretenden großen Anstellwinkel des sehr tiefen Mittelflügels, ein Strömungsabriß vor dem FAN-Prop verursacht hätten, wodurch wahrscheinlich gefährliche Flugzustände aufgetreten wären.
• 5. Im November 1955 hat o.g. Autor an der RWTH Aachen seine Diplomarbeit eingereicht, die sich mit Entwurf und Berechnung eines zweisitzigen STOL-Flugzeuges befaßte, welches einen positiven Deltaflügel in Tiefdecker-Anordnung vorsah, der nach hinten tangential in die Unterseite eines FAN-Prop-Leitwerkes einmündete. Im unteren Segment des FAN-Prop war eine Absaugeöffnung angeordnet, welche eine Tragflügel-Hinterkanten-Absaugung bewerk­ stelligte. Hierdurch wurde eine Auftriebserhöhung im Start und eine geringfügige Widerstands­ verringerung im Reiseflug erreicht. Allerdings war eine Auftriebserhöhung bei der Landung nicht sehr wirksam, da ja hierbei "das Gas herausgenommen" werden mußte. Aus heutiger Sicht muß hierzu gesagt werden, daß wegen der im Propellerkreis unterschiedlichen An­ strömung, wahrscheinlich ein hoher Interferenzlärm entstanden wäre, der aber damals noch niemanden gestört hätte. Derartige Projektarbeiten wurden später vom Autor bei der damali­ gen Fa. Bölkow weiter verfolgt die aber leider nicht realisiert werden konnten (siehe hierzu das Buch von K. von Gersdorff: "Ludwig Bölkow und sein Werk" Bernhard & Graefe Verlag, Koblenz 1987, S. 69 ff).
• 6. Am 26. 8. 1968 wurde von der Fa. Rheinflugzeugbau in Mönchengladbach ein Patent angemeldet mit der Bezeichnung "Flugzeug, insbesondere Segelflugzeug, mit einer ummantel­ ten Luftschraube" (Auslegeschrift 17 81 112, B64 D 27-02). Diese Anordnung wurde später als sogenannte "Integrierte Mantelluftschraube" oder auch "Integrierter FAN-Propeller" bekannt. Die Anwendung erfolgte zunächst an einem Motorsegler und später auch an Sportflugzeug- und Trainerprojekten. Die Anordnung laut Patentanmeldung wurde jedoch bei den späteren Projekten abgeändert und bestand nunmehr aus folgenden Merkmalen: der Tragflügel war als Mitteldecker angeordnet, der Rumpf endete in einer senkrechten Schneide an der gleichen Stelle, wo der Tragflügel mit seiner Hinterkante in einer waagerechten Schneide endete. An diesem so gebildeten Kreuz war der FAN an vier Punkten befestigt. Die Propellerachse lag in der Mitte dieses Kreuzes, die Propellerebene war relativ dicht hinter den Schneiden angeord­ net. Hinter dem Propeller war an den genannten vier Punkten, durch den FAN hindurch, den Propeller umgreifend, ein Leitwerksträger mit normalem Leitwerk befestigt. Der FAN besaß den vorher genannten, automatisch aus- und einfahrenden ringförmigen Vorflügel. Von einem als Schulflugzeug entwickelten zweisitzigen FANTRAINER konnte eine Kleinserie von ca. 40 Stück in ein Entwicklungsland verkauft werden. In Deutschland und Europa fanden sich jedoch keine Abnehmer. Dies lag wohl auch daran, daß ein unangenehmer, hochfrequenter Interferenzlärm in Flugrichtung ausgesandt wurde. Dieses Problem konnte bisher noch nicht zufriedenstellend gelöst werden.

Weiterhin wurde von obiger Firma am 9. 5. 1969 ein Patent angemeldet (Auslegeschrift 19 23 862, B 64 D 27102) unter der Bezeichnung "Schubaggregat in Form eines Rüstsatzes, ins­ besondere für Luftfahrzeuge", welches jedoch gegenüber der ersten Anmeldung nicht weiter relevant erscheint.

• 7. In der Patentliteratur bezüglich FAN-Triebwerken bei Transport- und Verkehrsflugzeugen wurde eine Vielzahl von Anmeldungen gefunden, welche sich mit der konstruktiven Aus­ führung von Verkleidungen und vor allem mit Triebwerksbefestigungen befassen, jedoch nur einige mit der Verringerung des Widerstandes, Verbesserung des Flugzeugauftriebes oder unkonventionelle Anordnungen hierzu, welche im Folgenden genannt werden.
• 7.1. Patentschrift DE 30 33 101 C2, B64 D 27/18, 3. 9. 80 von Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH "Anordnung zur Erhöhung der resultierenden Vortriebskraft bei Flugzeugen", welche eine Triebwerksanordnung vor und oberhalb des Tragflügels zeigt, gekennzeichnet durch eine Intensivierung der Mischung von Triebwerksstrahl und Umgebungsluft auf der Flügel-Saugsei­ te, durch die Anordnung von Wirbelgeneratoren oder Sterndüsen.
• 7.2. European Patent Application 0 392 211, B64D 29/04, B64C 21/04, The Boeing Compa­ ny, 26.01.89: "Mounting assembly for unducted prop engine and method", welche am Flug­ zeugheck als unducted (freier) Pusherpropeller angeordnet sind, gekennzeichnet durch ausblasen von Triebwerksluft an der Hinterkante des Propellerträgers, um die Grenzschicht zu beschleunigen und somit Variationen der Propellerbelastungen (Schwingungen) zu minimieren. Ebenso wird hierdurch der Propeilerlärm in der Kabine und nach außen reduziert.
• 7.3. European Patent Application 0341 024 B64 D27/06, 02.05.89, British Aerospace Public Limited Company: Aircraft of split turb-prop configuration", gekennzeichnet durch ein räumlich vor und hinter dem Flügeikasten getrennt angeordneten Triebwerk (hinten angeord­ net) und dem Propeller (vor dem Flügel angeordnet), weiche mit einer Fernwelle und einer Getriebebox miteinander verbunden sind. Hierdurch wird eine schlankere Motorgondel er­ möglicht. Außerdem sind dadurch die heißen Triebwerksteile hinter dem Flügelkasten (Brennstofftank) angeordnet.
• 7.4. Offenlegungsschrift DE 40 17 076 B64D 29/00, 26.05.90, General Electric Co, "Gondel mit hybrider laminarer Strömung" gekennzeichnet durch mehrere in Umfangsrichtung ringför­ mig an der FAN-Nase außen und innen angeordneten Grenzschicht-Absaugeschlitzen, welche an ein "Saugabzapfsystem" angeschlossen sind, um bei verschiedenen Flugzuständen eine laminare ablösungsfreie Strömung am FAN selbst und seinem Einlauf zu erzeugen.
• 7.5. European Patent Specifikation 0 245 190 B1, B64D 29/00, 07.04.87, United Technolo­ gies Corporation: "Gas turbine engine casing with reduced surface drag" gekennzeichnet durch eine Hinterkante des FAN, welche im Querschnitt kreisförmig mit überlagerter Wellenform verläuft, wobei letztere stromaufwärts wieder in die Kreisform des Strakes übergeht. Hierdurch wird erfindungsgemäß die Strömungsablösung an der hinteren Partie des FANs verhindert.
• 7.6. European Patent Application 0 516 468 A2, B64D 29/00, 29.05.92, General Electric Company: "Jet engine fan nacelle" gekennzeichnet durch eine in Umfangsrichtung ringförmig an der Innenseite des FANs, kurz hinter der Nase angeordneten Vielzahl von Wirbelgenerato­ ren. Diese verhindern erfindungsgemäß eine Strömungsablösung auf der Triebwerksauß­ enseite bei leerlaufendem Triebwerk, wobei eine überquellende Strömung entsteht, wodurch ein unerwünschter Widerstandsanstieg entstehen würde.
• 7.7. Offenlegungsschrift DE 41 04 201 A1 B 64 D 29/00. 29.08.91, General Electric Company: "Ringförmiger Lufteinlaß für eine Flugzeugtriebwerksgondel" gekennzeichnet durch einen großen Profil-Nasenradius im Start/Steigen, der erreicht wird durch einen von innen heraus­ schiebbaren Nasenring mit diesem großen Nasenradius. Im Reiseflug wird dieser Nasenring nach hinten in die Verkleidungskontur eingezogen, wodurch dann eine spitze Nasenkontur entsteht.

Unter dem Begriff FAN-Propeller und FAN-Triebwerke werden hier aerodynamisch ummantelte Propeller und Rotoren verstanden, welche z. B. von Gasturbinen angetrieben werden. Die FAN-Triebwerke werden hauptsächlich bei Transport- und Verkehrs-Flugzeugen verwendet, während die FAN-Propeller vereinzelt bei Sport- und Reiseflugzeugen und auch bei Oberflächen-Schwebe- und Gleitfahrzeugen angewendet werden. Wenn im Folgenden die ringförmige aerodynamische Ummantelung alleine gemeint ist, spricht man vom FAN.

Die Erfindung befaßt sich mit FAN-Propellern und FAN-Triebwerken, weiche erfindungs­ gemäß mit Einrichtungen zur Kontrolle des Lufteinlaufes bei verschiedenen Strömungs­ bedingungen versehen sind, wie sie z. B. bei Start/Steigen, im Reiseflug und bei leerlaufendem Triebwerk auftreten. Darüber hinaus besitzt der FAN erfindungsgemäß eine Einrichtung zur Grenzschichtkontrolle (BLC= Boundary Layer Control), weiche von dem Unterdruck im Luftein­ lauf des FAN zur Grenzschichtabsaugung (BLC) betrieben wird, zum Zwecke der Vermin­ derung des Luftwiderstandes und zum Teil auch des Triebwerklärmes. Die Verminderung des Luftwiderstandes gilt zunächst dem Triebwerk selbst, aber auch anderen Teilen des Luftfahr­ zeuges, welche dann zu diesem Zweck mit der FAN-BLC "pneumatisch" verbunden werden. Das Triebwerk bekommt dabei, neben seiner Hauptaufgabe der Schuberzeugung, die Neben­ aufgabe eines Grenzschicht-Absauge-Gebläses. Es muß nicht sein, daß sich diese Auf­ gaben gegenseitig behindern, sondern sich durch erfindungsgemäße Einrichtungen ergän­ zen.

(Die zweite Aufgabe, nämlich die Verminderung des Luftwiderstandes an anderen Teilen des Flugzeuges, z. B. Rumpf, Tragflügel und Leitwerk, durch die vom Triebwerk betriebene BLC und die dazugehörigen Einbau-Beisspiele soll, wegen der "Einheitlichkeit der Erfindung" in einer weiteren Patentanmeldung beschrieben werden.)

Aufgrund des Standes der Technik und aufgrund eigener Erfindungsideen werden nun folgen­ de Ziele verfolgt:
Ablösungsfreier Strömungseinlauf am FAN bei Start und Steigen.
Optimierung von Schub/Widerstand im Reiseflug.
Einsatz von Grenzschichtkontrolle (BLC) am FAN zur eigenen Widerstandsverringerung, aber auch an anderen Teilen des Flugzeuges, z. B. Rumpf, Tragflügel und Leitwerk.

Fig. 1 zeigt nun ein typisches Ausführungsbeispiel der Erfindung in perspektivischer Dar­ stellung. Fig. 2 zeigt das gleiche, im oberen Teil geschnitten, mit Innenansicht und im unteren Teil in Außenansicht. Die angegebenen Bezugszeichen gelten für beide Figuren. Im Einzelnen bedeuten:
Der FAN 1 trägt an seiner Einlaufvorderkante die wellenförmigen Höcker 4, welche weiter hinten, vor der Rotorebene 2 in wellenförmigen Öffnungen 6 enden, die zusammen einen ringförmig-wellenförmigen Luft-Auslasschlitz in Strömungsrichtung ergeben. Auf der Außen­ seite verlaufen die Wellen 5 wieder in den Strak des FAN 1. Weiter ist zu bemerken, daß die Profilnase 9, also zwischen den Höckern, einen relativ großen Radius aufweist, während die nach vorne vorstehenden Höcker 4 einen kleineren Nasenradius 10 haben, also spitzer sind. Die Breite der Höcker 4 ist hier beispielsweise etwas größer, als die der dazwischen liegenden Täler, wobei letztere auch nach hinten enger werden. Da diese erfindungsgemäße "dreidimensionale Profilierung" der Profilnase derzeit weder bekannt, noch erforscht ist, erscheint es möglich, daß auch noch andere Profilierungen, als die hier beschriebene, vorteilhaft sind. Diese Merkmale zusammengenommen werden hier erfindungsgemäß als "3- Dimensionale-Nasen-Profilierung (3 DNP)" bezeichnet. Das Kerntriebwerk ist mit 3 bezeich­ net.

Am mittleren bis hinteren Teil des FAN befinden sich Luft-Absaugeöffnungen, hier als wellen­ förmige Öffnungen 7 gezeigt. Diese können aber auch als glatte, im Strak liegende Öffnungen ausgeführt sein. Hinter diesen befindet sich das glatte Endstück 13 des FAN. Die Absaugeöff­ nungen 7 stehen mit einem relativ großvolumigen Hohlraum 8 im FAN in pneumatischer Verbindung. Dieser Hohlraum ist nach hinten durch einen luftdichten Ringspant 12 abge­ schlossen. Weiter vorne befindet sich der vordere Ringsspant 11, welcher mit Luft-Durchlaß­ öffnungen versehen ist. Der o.g. Hohlraum erstreckt sich noch weiter nach vorne in die Profilnase 9 und öffnet sich wieder in einen im Prinzip ringförmigen, oder ringförmig-wellenförmi­ gen Luft-Auslasschlitz 6 vor der Rotorebene 2, in Strömungsrichtung. Besagter Luft-Auslaß­ schlitz 6 ist in seinem Querschnitt verstellbar, durch geeignete Klappen (nicht dargestellt), oder durch Benutzung der Elastizität der ringförmig-wellenförmigen Endkante. Hierdurch ist die Luft- Absaugemenge steuerbar und kann den verschiedenen Flugzuständen angepaßt werden. Da im Einlauf des FAN, in der Nähe des Luft-Auslasschlitzes 6 ein je nach Flugzustand ver­ schieden großer Unterdruck herrscht, der über den Hohlraum 8 mit den Absaugeöffnungen 7 in pneumatischer Verbindung steht, entsteht eine starke Luft-Absaugewirkung in 7, welche zunächst ein Anliegen der Strömung am Endstück 13 des FAN bewirkt. Es ist offensichtlich, daß hierdurch auch steilere Abflußwinkel an 13 möglich sind, oder auch verstellbare Auslaß­ klappen (nicht dargestellt), falls dieses vorteilhaft ist. Diese Merkmale zusammengenommen stellen nun den erfindungsgemäßen FAN mit B L C dar. Es erscheint darüber hinaus möglich, diese FAN-Grenzschicht-Kontrolle auch bei anderen Teilen des Flugzeuges, durch entspre­ chende pneumatische Verbindungen zum FAN, anzuwenden. Hierdurch könnte dann eine BLC am Tragflügel, Rumpf und Leitwerk betrieben werden.

Die Fig. 3, 4, 5 zeigen nun den FAN bei verschiedenen Strömungszuständen. Die Bezugs­ zeichen aus Fig. 1 u. 2 sind der Übersicht halber weggelassen. Die hier angegebenen Bezugszeichen beziehen sich auf vermutliche Stromlinien.

Fig. 3 zeigt den Strömungszustand Start/Steigen. Hierbei ist die Anströmgeschwindigkeit von vorne noch klein. Daher ist der Luft-Ansaugkegel sehr groß. Die Staulinie 14 liegt auf der Außenseite der FAN-Nase, sie trennt die Einlaufströmung, die in den FAN einläuft von der Außenströmung, die nach hinten läuft. Eine Stromlinie 15, die vor der Staulinie 14 liegt, muß nun um die Profilnase 9 eng herum strömen, wobei die Gefahr einer Ablösung besteht, was jedoch vermieden werden sollte. Durch die erfindungsgemäßen wellenförmig hervorstehen­ den Höcker 4 wird nun an der Innenseite des Einlaufes, ähnlich wie bei Turbulatoren, eine Schicht von paarweise gegenläufigen Längswirbeln 16 gebildet, welche nach hinten eine anliegende Strömung bewirken. Hierdurch wird die Einlaufströmung 19 verbessert. Auf der Außenseite wird Grenzschicht 17 in die Luft-Absaugeöffnungen 7 eingesaugt, welche im Hohlraum 8 des FAN nun weiter nach vorne strömt (18) und wegen des hohen Unterdruckes im Einlauf des FAN aus dem dortigen ringförmig-wellenförmigen Luft-Auslasschlitz 6 nach hinten ausströmt, sich mit den Längswirbeln 16 vermischt und anschließend in der Rotor­ ebene 2 nach hinten beschleunigt wird.

Fig. 4 zeigt den Strömungszustand im Reiseflug. Es herrscht eine hohe Anströmgeschwindig­ keit von vorne, wobei an der Nase des FAN eine annähernd stoßfreie Zuströmung 20 besteht. Hierbei werden nun an der 3 DNP wenig oder keine Längswirbel erzeugt. An der vorderen Außenseite des FAN besteht vorwiegend anliegende Strömung 21. Weiter nach hinten wird, vor einer eventuellen Strömungs-Ablösung, die Grenzschicht 23 abgesaugt, wodurch die nachfolgende Strömung 22 wieder anliegt. Im inneren fließt die abgesaugte Luft 24 wieder nach vorne, tritt im Luft-Auslasschlitz 6 wieder nach hinten aus (25) und wird nach hinten beschleunigt. Durch diese erfindungsgemäßen Einrichtungen am FAN wird das Schub- Widerstands-Verhältnis optimiert. Darüber hinaus besteht die Aussicht, daß wegen der spitzeren Form der hervorstehenden Höcker 4 eine höhere Fluggeschwindigkeit erreicht wird.

Fig. 5 zeigt den Strömungszustand bei leerlaufendem Triebwerk. Im Triebwerkseinlauf bildet sich ein Stau, wobei z. B. die Stromlinie 27, welche im Einlaufbereich von innen auf den FAN auftrifft, eng um die Profilnase 9 herum strömen muß, um auf der Außenseite nach hinten zu gelangen. Hierbei besteht wieder die Gefahr der Strömungsablösung, was nicht erwünscht ist. Dieses wird wieder durch die hervorstehenden Höcker 4 der 3 DNP vermieden, da sich nun an der Außenseite eine Schicht von paarweise gegenläufigen Längswirbeln 30 bildet, welche ein turbulentes Anliegen der Strömung nach hinten bewirkt. Eine Stromlinie 28 wird nun vor der Rotorebene 2 ebenfalls nach vorne-außen strömen und tritt nach vorne, also in umgekehrter Richtung in den ringförmig-wellenförmigen Luft-Auslasschlitz 6 ein. Danach wird sie im Hohl­ raum 8 des FAN nach hinten (31) geleitet und strömt nun durch die Absaugeöffnungen 7 in umgekehrter Richtung nach hinten (32) aus und beschleunigt dort die Grenzschicht, was ein Anliegen der Außenströmung begünstigt und somit den Widerstand des leerlaufenden Triebwerkes verringert.

In der Offenlegungsschrift DE 40 17 076 B64D 29/00, 26.05.90 wird eine "Gondel mit hybrider laminarer Strömung "beschrieben. Sie ist gekennzeichnet durch mehrere, in Umfangsrichtung ringförmig am FAN-Vorderteil außen und innen angeordnete Grenzschicht-Absaugeschlit­ ze, welche an ein "Saugabzapfsystem" angeschlossen sind, um bei verschiedenen Flug­ zuständen, z. B. im Start/Steigen und im Reiseflug, eine laminare ablösungsfreie Strömung am FAN zu erzeugen. Die Schrift zeigt deutlich, welche Bedeutung dieser Aufgabe beigemessen wird. Die vorliegende Anmeldung ist jedoch von der o.g. Lösung nicht betroffen, da an dem Vorderteil des FAN keine Grenzschicht-Absaugeschlitze vorhanden sind. Das quasi-laminare Anliegen der Strömung im Reiseflug an der FAN-Außenseite, sowie ein "längs-turbulentes" Anliegen im Start/Steigen an der FAN-Innenseite wird durch die erfindungsgemäße 3 DNP erreicht.

In der European Patent Specification 0 245 190 B1, B64D, 07.04.87 ist eine "Gas turbine engine casing with reduced surface drag" beschrieben, gekennzeichnet durch eine FAN- Hinterkante, weiche im Querschnitt kreisförmig mit überlagerter Wellenform verläuft, wobei diese stromaufwärts wieder in die Kreisform übergeht. Hierdurch wird erfindungsgemäß eine Strömungsablösung am hinteren Teil des FAN verhindert. Die Schrift zeigt deutlich die Bedeu­ tung der Verhinderung der Strömungs-Ablösung am hinteren Teil des FAN. Obwohl die vorlie­ gende Anmeldung eine gewisse äußere Ähnlichkeit erkennen läßt, verhindert sie jedoch eine Strömungsablösung am hinteren Teil des FAN mit ganz anderen Mitteln. Die in Fig. 2-5 gezeigten wellenförmigen Öffnungen sind Grenzschicht-Absaugeöffnungen, welche auf einem glatten Endstück befestigt sind. Es ist also mehr eine konstruktive Lösung der Absaugeöff­ nungen.

In der European Patent Application 0516468 A2, B64D 29/00. 29.05.92 ist eine "jet engine fan nacelle" beschrieben, gekennzeichnet durch eine Vielzahl von ausfahrbaren Wirbelgenerato­ ren, welche ringförmig an der Innenseite der FAN-Nase angeordnet sind. Diese verhindern erfindungsgemäß eine Strömungsablösung auf der Triebwerksaußenseite bei leerlaufendem Triebwerk. Dabei würde ein unerwünschter Widerstandsanstieg entstehen. Dieses Problem wird in dieser Anmeldung, wie in Fig. 5 gezeigt durch die erfindungsgemäße 3 D N P gelöst.

In der Offenlegungsschrift DE 41 04 201 A1 B64D 29/00. 29.08.91 wird ein "Ringförmiger Lufteinlaß für eine Flugzeugtriebwerksgondel" beschrieben, gekennzeichnet durch einen großen Profil-Nasenradius im Start/Steigen, der erreicht wird durch einen von innen heraus­ schiebbaren Nasenring mit diesem großen Nasenradius. Im Reiseflug wird dieser Nasenring nach hinten in die Verkleidungskontur eingezogen, wodurch dann eine spitze Nasenkontur entsteht. Wiederum ist ersichtlich, wie wichtig eine Anpassung der Profilnase an die ver­ schiedenen Strömungszustände ist. Dieses wird in der vorliegenden Anmeldung durch die erfindungsgemäße 3 D N P gelöst.

Claims (10)

1. Ringförmige Gondel, sogenannter FAN, bei FAN-Propellern und FAN-Triebwerken, wie sie hauptsächlich bei Flugzeugen verwendet werden, dadurch gekennzeichnet, daß die Einlauf­ vorderkante an ihrem Umfang, ganz oder teilweise mit wellenförmigen, oder auch mit ähnlich geformten Höckern und Tälern versehen ist, welche auf der innen- und Außenseite nach hinten als Längswellen eine Strecke weiter verlaufen, was als "3 D N P" bezeichnet wird.

2. FAN nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Längswellen auf der Innenseite vor dem Propeller/Rotor enden, auf der Außenseite aber mehr oder weniger weit nach hinten verlaufen.

3. FAN nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß an der Einlaufvorderkante die hervorstehenden Höcker einen kleineren Nasenradius haben, während die dazwischen­ liegenden Täler einen größeren Nasenradius besitzen, wodurch eine bessere Anpassung an verschiedene Zuströmbedingungen und -Geschwindigkeiten erfolgt.

4. FAN, nach Anspruch 1, 2 und 3, aber auch mit glatter Vorderkante, dadurch gekenn­ zeichnet, daß vor dem Propeiler/Rotor im Einlauf des FANs in Strömungsrichtung, ein im Prinzip ringförmiger Luft-Auslasschlitz angeordnet ist, weicher mit einem relativ großvolumigen Hohlraum im vorderen bis mittleren Teil des FAN in pneumatischer Verbindung und somit unter hohem Unterdruck steht, wodurch Grenzschichtkontrollen (BLC) am FAN selbst, aber auch an anderen Steilen des Flugzeuges betrieben werden können.

5. FAN nach vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß der o.g. Luft- Auslaßschlitz vor dem Propeller/Rotor, im Prinzip einen ringförmig-wellenförmigen Querschnitt besitzt.

6. FAN, nach vorherigen Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß am mittleren bis hinteren Teil an der FAN-Außenseite Luft-Absaugeöffnungen angeordnet sind, welche ringförmig-glatt, aber auch ringförmig-wellenförmig gestaltet sein können, welche mit dem o.g. Hohlraum im FAN in pneumatischer Verbindung stehen, wodurch eine Grenzschicht-Ab­ saugung (BLC) an der FAN-Außenseite möglich ist.

7. FAN nach vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß der o.g. Luft- Auslaßschlitz vor dem Propeller/Rotor durch geeignete Klappen, oder durch Benutzung der Elastizität der ringförmig-wellenförmigen Endkante, im Querschnitt verstellbar ist, wodurch die Luft-Absaugemenge steuerbar ist und den verschiedenen Flugzuständen angepaßt werden kann.

8. FAN nach vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß das glatte End­ stück des FAN, hinter den o.g. Luft-Absaugeöffnungen, durch geeignete Klappen in seinem Austrittsquerschnitt verstellbar ist.

9. Propeller/Rotoren bei FAN-Triebwerken nach vorhergehenden Ansprüchen, aber auch bei freifahrenden Propeller/Rotoren, dadurch gekennzeichnet, daß diese an ihrer Profilvorderkan­ te ganz oder teilweise, z. B. im Spitzenbereich, ebenfalls mit o.g. wellenförmiger Vorderkante versehen sind, um Interferenzgeräusche bei ungleichmäßiger Anströmung zu verringern.

10. FAN-Propeller oder FAN-Triebwerke, nach vorhergehenden Ansprüchen, welche an Flugzeugen angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, daß Teile des Flugzeuges, z. B. Rumpf, Flügel und Leitwerk, welche ebenfalls Luft-Absaugevorrichtungen besitzen, mit dem o.g. Hohlraum im FAN in pneumatischer Verbindung stehen, wodurch eine BLC an diesen Teilen betrieben werden kann.