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Flugzeug für überschallgeschwindigkeit mit Strahltriebwerken in den
Tragflächen Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit Tragflächen, deren Funktion
in der Erzeugung eines aerodynamischen Auftriebs besteht und die in einem Anstellwinkel
zur Flugrichtung des Flugzeuges bei Reisegeschwindigkeit angeordnet sind, sowie
mit einem Luftatmungsstrahltriebwerk mit einer Schubdüse und einem Luftansaugstutzen,
der zwischen einer Unterseite des Flugzeuges und einer Ansauglippe begrenzt ist,
und einem Triebwerksgehäuse, das an der Unterseite des Flugzeuges nach unten vorsteht
und mit einer im wesentlichen flachen Unterseite versehen ist die sich von seinem
vorderen Rand, der die Ansauglippe bildet, zu seinem hinteren Rand erstreckt, welcher
eine Schubdüsenlippe bildet.
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Es sind bereits Flugzeuge für überschallgeschwindigkeit bekannt, bei
denen in den Tragflächen ein Strahltriebwerk derart angeordnet ist, daß zwischen
einem oberen und einem unteren Teil des Tragflügels ein Diffusionskanal zur Versorgung
des Triebwerks mit Luft gebildet ist. Dabei ist stets die Vorderkante des oberen
Teils so weit vor die Ansauglippe des unteren Teils vorgesetzt, daß die von der
Vorderkante des oberen Teils ausgehende Stoßwelle unter der Ansauglippe des unteren
Teils vorbeigeht. Um den Einbau des Strahltriebwerks in den Tragflügel zu ermöglichen,
muß ausgehend von der Vorderkante des Tragflügels eine entsprechende Profilvergrößerung
vorgesehen sein. Insbesondere für Unterschalk geschwindigkeit muß aber auch der
divergierende Teil der Schubdüse ein großes Ausdehnungsverhältnis aufweisen. Dabei
treten Schwierigkeiten im Einbau solcher Düsen auf, da infolge der Vergrößerung
des senkrecht zur Flugrichtung liegenden Profilquerschnitts höhere Luftwiderstände
unvermeidbar sind.
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Es liegt deshalb der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Tragflächen
solcher Flugzeuge derart auszubilden, daß eine Düse mit größerem Austrittsquerschnitt
ohne einen erhöhten Luftwiderstand Verwendung finden kann.
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Die genannte Aufgabe wird bei einem Flugzeug der eingangs geschilderten
Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Unterseite des Triebwerksgehäuses in
einem größeren Anstellwinkel geneigt ist als die Unterseite der Tragflächen, so
daß bei Reisegeschwindigkeit des Flugzeuges das Verhältnis zwischen seinem Auftrieb
und seinem induzierten Luftwiderstand im wesentlichen gleich dem Verhältnis zwischen
dem Auftrieb der Tragflächen und ihrem Gesamtluftwiderstand ist. Dadurch ist der
Vorteil vermittelt, daß infolge des von der Unterseite des Triebwerksgehäuses herrührenden
Auftriebs die Tragflächen für einen entsprechend geringeren Auftrieb ausgebildet
werden können. Dadurch, daß die Unterseite des Triebwerksgehäuses als Tragfläche
herangezogen wird, wird der Einbauraum für das Triebwerk und die Schubdüse vergrößert.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung kann sich bei einem Flugzeug
mit divergenter Schubdüse die Oberseite der Schubdüse durch die Unterseite der Tragfläche
des Flugzeuges nach oben erstrecken, wobei die Gestalt der Düse derart ist, daß
der resultierende Schub aus der Düse stärker nach hinten unten geneigt ist als die
Unterseite des Triebwerksgehäuses. Durch diesen Schub wird ein nach vorn und oben
gerichteter Vektor erzeugt. Die Gestalt der Düse kann dabei so ausgebildet werden,
daß der Vektor derart gerichtet ist, daß eine bessere Flugstabilität erzielt wird.
In vorteilhafter Weise kann die Oberseite des divergierenden Teils der Schubdüse
nach unten konkav sein.
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Die Bedingung, daß das Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem induzierten
Luftwiderstand im wesentlichen gleich dem Verhältnis zwischen dem Auftrieb der Tragflächen
und dem Gesamthiftwiderstand ist, bestimmt, wie weit die Anstellung der Unterseite
des Triebwerksgehäuses erhöht werden kann. Diese Bedingung wird durch die nachfolgende
überlegung gefunden, wobei jedoch darauf hingewiesen wird, daß bei der praktischen
Anwendung der
Theorie eine gewisse Toleranz eingerechnet werden
muß, da es nicht möglich ist, in irgendeiner annehmbaren Weise genau festzustellen,
welche Oberflächen eines Flugzeuges »Tragflächen« sind und welche nicht. Auch bei
einem bekannten Flugzeug, das * aus einem Rumpf und mehr oder weniger getrennt
ausgebildeten Tragflächen besteht, bei welchem es scheinbar offensichtlich ist,
wo der Rumpf endet und wo die Flügel beginnen, ist es doch in Betracht zu ziehen,
daß der Rumpf einen gewissen Auftrieb erzeugen kann und in dieser Beziehung dieselbe
Funktion hat wie die Tragflächen und die Tragflächen Brennstoff mitführen können
und somit dieselbe lasttragende Funktion ausführen wie der Rumpf. -Bei einem
Flugzeug, welches keine gesondert erkennbaren Tragflächen hat, ist die Unterscheidung
zwischen Trag-- und Nichttragflächen noch weniger klar. Infolgedessen muß man sich
für den vorliegenden Zweck mit der Definition zufriedengeben, daß die primären Tragflächen
diejenigen Flächen sind, welche hauptsächlich zum Zwecke der Erzeugung des aerodynamischen
Auftriebs in dem Flugzeug verkörpert worden sind.
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Es sei zunächst'ein Flugzeug ins Auge gefaßt, -welches durch ein Triebwerk
-angetrieben wird, welches in einem Gehäuse angeordnet ist, das unter- der Unterseite
des Flugzeuges vorsteht und so ausgebildet ist, daß di# Unterseite des Gehäuses
parallel zu der Linie liegt, die die Flugzeugunterseite im Fall des Fehlens des
Txiebwerksgehäuses annehmen würde, wobei für die Ausbildung des Flugzeuges und seiner
Tragflächen sorgfältig die günstigsten Verhältnisse gewählt wurden, um das erforderliche
Ausmaß des Auftriebs bei einem Mindestmaß an Luftwiderstand oder Erschwerung durch
Luftwiderstand zu erzielen. Es sei jetzt angenommen, daß die Möglichkeit einer Erhöhung
der Anstellung der Gehäuseunterseite im Hinblick auf eine Erhöhung der ve#ffigbaren
Tiefe an seinem hinteren Ende für die Unterbringung der Schubdüse ins Auge gefaßt
wurde; dann ist es möglich, daß bei Konstanthaltung des Gesamtantriebs des Flugzeuges
das durch die Tragflächen erzeugte Ausmaß des Auftriebs reduziert wird, weil ein
gewisser Auftrieb oder ein gewisser zusätzlicher Auftrieb durch die Gehäuseunterseite
erzeugt wird. Unter der Annahme, daß diese Verminderung durch eine Ab-
wandlung
durchgeführt wird, welche ihre Anstellung nicht verändert (z. B. durch eine Veränderung
der Fläche), verursacht dieses eine Verminderung im Luftwiderstand auf Grund der
Tragflächen (ADLS) um das durch die folgende Gleichung gegebene Ausmaß:
in welcher A LIls der Wechsel des Gehäuseoberflächenauftriebs ist,
LLS der Tragflächenauftrieb ist, DLs der Gesamtluftwiderstand der Tragflächen ist,
nämlich der induzierte Luftwiderstand plus den Außenhautreibungs- uüd wellenerzeugenden
Luftwiderstand.
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Um die ursprünglichen Werte des Flugzeugauftriebs und Luftwiderstandes.
aufrechtzuerhalten (und somit das Flugzeug in seiner optimalen Bedingung zu halten),
muß die durch die Abwandlung der Geometrie der Tragflächen erzielte Verminderung
im
Luftwiderstand, ADLS, gleich dem Luftwiderstand sein, der durch die Veränderung
der Anstellung der Gehäuseoberfläche entsteht, welcher jedoch nur auf eine Zunahme
in dem induzierten Luftwiderstand der Oberfläche zurückzuführen ist, d.h. ausschließlich
des Außenhautreibungs- und Wellenluftwiderstandes, so daß
A DLS
= A DHs (induziert) (2) nach
(1) und (2)
und bei kleinen Winkeln der Gehäuseoberflächenanstellung, wie sie in dem vorliegenden
Argument in Frage gekommen ist,
Da das Verhältnis des Auftriebs zum induzierten Luftwiderstand einer geneigten Oberfläche
annähernd gleich dem Kotangens des AnsteRwinkels der Fläche ist, folgt hieraus,
daß der Anstellwinkel der Triebwerksunterseite größer ist als der der Tragflächen.
In der Praxis ist dieser Unterschied gering, nämlich in der Größenordnung von 2',
ist aber dennoch bedeutend in dem überschallfluggeschwindigkeitsbereich.
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Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung weist die Schubdüse einen
divergierenden Teil auf, der zwischen einer Unterseite, die sich von der Schubdüsenlippe
nach vom erstreckt, und einer Oberseite, die durch eine untere primäre Tragfläche
des Flugzeuges nach oben führt, begrenzt ist, wobei die Form der Düse derart ist,
daß der resultierende Schub von der Düse in einem Winkel, der etwas größer ist als
der Neigungswinkel der Unterseite des Triebwerksgehäuses, nach oben geneigt ist.
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Diese Anordnung der Düse wirkt ferner unterstützend mit, um die Erlangung
der erforderlichen Austrittsfläche zusammeii mit einer Einstellung des Schubvektors,
des Ansaugmomentluftwiderstandsvektors und des Vektors der aerodynamischen Kräfte,
die auf das Flugzeug einwirken, zu ermöglichen, so daß deren Resultierende durch
einen Punkt
hindurchgeht ' der hinter dem Schwerkraftzentrum
des Flugzeuges liegt, um eine Stabilitätssteigerung sicherzustellen.
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Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung
in Verbindung mit den Zeichnungen eines Flugzeuges hervor. Es zeigt Fig.
1 eine Seitenansicht, F i g. 2 eine Draufsicht, F i g. 3 eine
Vorderansicht, Fig.4 einen mittleren Längsschnitt, F i g. 5 einen Querschnitt
nach der Linie 5-5 in F i g. 4, Fig. 6 einen Querschnitt nach
der Linie 6-6 in F i g. 4.
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Das in den Zeichnungen dargestellte Flugzeug umfaßt einen Rumpfteil
10 von einer im Querschnitt im wesentlichen segmentartigen Form gemäß der
Darstellung in den F i g. 5 und 6 mit seitlichen Tragflächenvorsprüngen
11 von in Draufsicht dreieckiger Form gemäß der Darstellung in F i
g. 2. Der segmentartige Rumpfteil 10 nimmt von einer vorderen, geneigten
Fläche 12 zu einer hinteren Fläche 13, die lotrecht zu der relativ freien
Strömungsrichtung liegt, die in F i g. 1 durch den Pfeil 14 angegeben ist
und die der Flugrichtung entgegengesetzt ist, im Querschnitt zu. Die Unterseiten
15 des Rumpfes und die Tragflächenabschnitte sind die primären Tragflächen,
deren Hauptfunktion in der Erzeugung des aerodynamischen Auftriebs besteht, und
sie sind in diesem Beispiel in einem Anstellwinkel von 81 zur Flugrichtung
geneigt. Bei dieser Anordnung ist das Verhältnis des Auftriebs zum Gesamtluftwiderstand
der Tragflächenabschnitte bei der festgelegten Reisegeschwindigkeit von
7 Mach etwa 5,1.
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Während des Fluges bei der Reisegeschwindigkeit wird eine schräg verlaufende
Stoßwelle 16 erzeugt, die sich von dem Teil 17 des vorderen Randes
der Unterseiten 15 nach hinten und nach unten erstreckt. Hinter der Stoßwelle
16 ist ein Strahltriebwerk in einem Gehäuse 18 angeordnet, das unter
den Unterseiten 15 vorsteht. Das Gehäuse 18 schließt einen oberen
Teil 19 ein, der eine Luftansaugführung 20 aufnimmt, sowie einen unteren
Teil 21 mit Seitenwänden 22 und einer flachen Unterseite 23, die sich von
einer Luftansauglippe 24 zu einer Schubdüsenlippe 25 erstreckt. Ein Spalt
26 zwischen dem vorderen Rand der Ansaugführung 20 und der Unterseite
15 ermöglicht ein Ablösen der Grenzluftschicht über einer Strömungslinie
34, wobei diese Luft durch Öff-
nungen 26a in den Seiten des Gehäuses
18 abgelassen wird. Die Unterseite 23 ist in einem Anstellwinkel von
11' angeordnet; dieses ist der Winkel, dessen Kotangens 5,14 ist, der annähernd
sein Verhältnis zwischen Auftrieb und induziertem Luftwiderstand darstellt, etwa
gleich dem Verhältnis zwischen Auftrieb und Gesamtluftwiderstand der Tragflächenteile
11 ist.
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Die Luftansaugöffnung zwischen der Lippe 24 und der Führung 20 führt
zu einer Brennkammer 27, in welcher Brennstoff in der Luft verbrannt wird.
Die Verbrennungserzeugnisse entladen sich in eine konvergent-divergente Schubdüse
28, deren divergenter Teil zwischen einer Unterseite 29, die sich
von der Lippe 25 nach vorn erstreckt, und einer längeren konkav gebogenen
Oberseite 30, die durch die Unterseite 15 nach oben führt, begrenzt
ist.
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Die Düsenexpansionsflächen 29 und 30 sind so gebildet,
daß im Betrieb die Mittelstellungsströmungslinie 33 nach dem Verlassen des
engsten Querschnitts der Düse während des Expansionsvorganges einem leicht gebogenen
Weg folgt, der an den Linien 31
und 32 von konstanter Machscher Zahl
endet und eine endgültige Richtung aufweist, die in einem Winkel von etwa 121 nach
unten geneigt ist. Der resultierende Schub dieser Düse liegt in einer Richtung entgegengesetzt
zu dieser -Strömungslinie'. Der Luftstrom, welcher in den Triebwerksansaugstutzen
eintritt, wird auf seiner Oberseite durch die Grenzschichtstromlinie 34 und auf
seiner Unterseite durch die Stromlinie 35 begrenzt, die nach Brechung beim
Durchgang durch die Stoßwelle 16 und eine durch die Führung 20 erzeugte Stoßwelle
auf die Ansauglippe 24 aufschlägt. Das Moment dieses Luftstromes kann durch einen
Vektor in Richtung des Pfeiles 14 dargestellt werden'und dasjenige des Antriebsstrahls
durch einen Vektor entgegengesetzt zur endgültigen Richtung der Stromlinie
33. Die Summe dieser Vektoren ergibt einen nach vorn und nach oben
geneigten Vektor 36, und der Ansaugstutzen und die Düse müssen so eingestellt
und angeordnet sein, daß die Resultierende 37 des Vektors 36 und eines
Vektors 38, der die aerodynamischen Auftriebs- und Luftwiderstandskräfte
darstellt, die auf das Flugzeug wirksam sind, in einem geeigneten Abstand hinter
dem Schwerkraftzentrum 39 des Flugzeuges passiert, um eine Stabilität in
der Steigung vorzusehen.
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Indem die Unterseite 23 des Triebwerksgehäuses als eine Tragfläche
wirksam gemacht wird, und zwar mit dem größten Anstellwinkel, der gewissermaßen
frei von einer Erschwerung durch den Luftwiderstand ist, wird für das Triebwerk
und seine Schubdüsen mehr Raum verfügbar gemacht. Das Herausziehen der oberen Expansionsfläche
der Düse nach oben durch die einen primären Auftrieb erzeugende Unterseite
15 des Flugzeuges gestattet ferner eine Einstellung der Lage des resultierenden
Schubvektors 36 in bezug auf den Vektor 38, der die aerodynamischen
Kräfte darstellt, so daß deren Resultierende 37 durch einen Punkt hindurchgeht,
der hinter dem Schwerkraftzentrum des Flugzeuges liegt.