SE456077B

SE456077B - AIRPLANE GONDOL WITH Laminated Flood

Info

Publication number: SE456077B
Application number: SE8305904A
Authority: SE
Inventors: D J Lahti; J L Younghans
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 1982-10-29
Filing date: 1983-10-27
Publication date: 1988-09-05
Also published as: DE3338286A1; SE8305904L; GB2128945A; GB2128945B; IT1171783B; CA1209354A; AU1902683A; AU555526B2; GB8328400D0; IL69906A; NL8303716A; IT8323478A0; IL69906A0; CH667434A5; JPS5996462A; JPH0344221B2; SE8305904D0; SU1391490A3

Description

456 077 I både en gondol och en vinge är emellertid tryckfördelningen över dess ytor en vïsentlig faktor vid bestïmning av utsträckningen för laminïrt och tur- bulent luftflöde över dessa. I en vinge beror exempelvis tryckfördelningen på konturerna hos de främre och bakre kanterna samt de övre och nedre ytorna. En ändring i konturen påverkar hela tryckfördelningen över vingen. 456 077 In both a gondola and a wing, however, the pressure distribution over its surfaces is an essential factor in determining the extent of laminar and turbulent air flow over them. In a wing, for example, the pressure distribution depends on the contours of the front and rear edges as well as the upper and lower surfaces. A change in the contour affects the entire pressure distribution across the wing.

I motsats härtill gäller vid en gondol att tryckfördelningen i första hand påverkas av konturerna av fram- och bakkantsområdena och den yttre ytan- Den inre ytan hos gondolen har föga växelverkan med det friströmmande luftflödet och har därför mindre verkan på tryckfördelningen.In contrast, in a gondola, the pressure distribution is primarily affected by the contours of the front and rear edge areas and the outer surface. The inner surface of the gondola has little interaction with the free-flowing air flow and therefore has less effect on the pressure distribution.

Emedan en gondol typiskt är monterad på ett flygplan nära en flygkropp, sträva eller vinge, kan dessutom tryckfördelningen över gondolen påverkas genom förekomsten av dessa närliggande konstruktioner. En ändring i någon kontur på gondolens element och närvaron av en närbelägen konstruktion påverkar hela tryckfördelningen över den yttre ytan av gondolen.In addition, since a gondola is typically mounted on an aircraft near a fuselage, strut or wing, the pressure distribution across the gondola can be affected by the presence of these adjacent structures. A change in any contour of the gondola element and the presence of a nearby structure affects the entire pressure distribution across the outer surface of the gondola.

Tidigare försök att bibehålla och utsträcka laminärt flöde på vingar och gondoler har innefattat användningen av aktiva styranordningar. En aktiv styran- ordning kräver en hjälpkälla för energi för att samverka med ytan och tillföra eller avlägsna gränsskiktet för att bibehålla laminärt flöde och hindra gräns- skiktsseparation.Previous attempts to maintain and extend laminar flow on wings and gondolas have involved the use of active control devices. An active control device requires an auxiliary source of energy to interact with the surface and apply or remove the boundary layer to maintain laminar flow and prevent boundary layer separation.

Gränsakiktssugning eller blåsslitsar eller hål, som är anbragta i den yta som skall styras, är exempelvis kända inom tekniken. Slitaen är förbunden med en pump genom invändiga kanaler och är verksam för att reducera eller hindra turbu- lent flöde och därigenom bibehålla laminärt gränsskiktsflöde. Den ytterligare vikt och energi som erfordras för att driva den aktiva styranordningen minskar emellertid verkan av fördelar på grund av reducerad aerodynamisk friktion.Boundary layer suction or blow slots or holes provided in the surface to be guided are known, for example, in the art. The wear is connected to a pump through internal channels and is effective in reducing or preventing turbulent flow and thereby maintaining laminar boundary layer flow. However, the additional weight and energy required to drive the active control device reduces the effect of benefits due to reduced aerodynamic friction.

Det är därför ett ändamål med uppfinningen att åstadkomma en förbättrad gondol för att hysa en flygplansmotor, som är verksam för att reducera aerody- namisk friktion under flygplanets drift.It is therefore an object of the invention to provide an improved gondola for housing an aircraft engine which is operative to reduce aerodynamic friction during the operation of the aircraft.

Ett annat ändamål med uppfinningen är att åstadkomma en förbättrad gon- dol, som icke erfordrar en aktiv anordning för att reducera aerodynamisk frik- tion. Ännu ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma en förbättrad gondol, som har ökade områden för laminärt flöde och minskade områden för turbulent flöde.Another object of the invention is to provide an improved gondola which does not require an active device to reduce aerodynamic friction. Yet another object of the invention is to provide an improved gondola which has increased areas of laminar flow and decreased areas of turbulent flow.

Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma en förbättrad gondol med en profil, som är verksam för att styra tryckfördelningen över den och reducera aerodynamisk friktion. n 3 * 456 077 Ovanstående ändamål har uppnåtts genom att gondolen enllgt uppfinningen erhållit de i krav I angivna kännetecknen.A further object of the invention is to provide an improved gondola with a profile which is effective in controlling the pressure distribution over it and reducing aerodynamic friction. The above objects have been achieved in that the gondola according to the invention has obtained the characteristics specified in claim I.

Uppfinningen i korthet; En förbïttrad gondol ïr anordnad för anvïndning på ett flygplan, vilken reducerar aerodynamiak friktion under flygplanets drift. I en utföringsform hyser gondolen en gasturbinmotor och innefattar en framkant och en bakkant, mellan vilka förlöper en referenskorda, samt en yttre yta, frin framkanten till bakkanten- Den yttre ytan innefattar ett fr ch har en profil, som definieras av en relativ som ïr kontinuerlig ïmre parti, ett mellanparti och ett bakparti o tjocklek, vilken mïta vinkelrïtt frin referenskordan till den yttre ytan. Pro- filen har en maximitjocklek vid akïrningen mellan fram- och mellanpartierna, vilken akïrning ïr belïgen mer ïn 362 av kordan från framkanten. Profilen hos den yttre ytan ïr verksam för att åstadkomma laminïrt flöde lïngs frampartiet och tryck, som minskar kontinuerligt med en negativ gradient från framkanten till skïrningen, samt turbulent flöde lïngs mellan- och bakpartierna och tryck, som ökar kontinuerligt med en positiv gradient från skïrningen till bakkanten.The invention in brief; An embittered gondola is provided for use on an aircraft, which reduces aerodynamic friction during aircraft operation. In one embodiment, the gondola houses a gas turbine engine and includes a leading edge and a trailing edge, between which extends a reference cord, and an outer surface, from the leading edge to the trailing edge. The outer surface comprises a fr ch having a profile defined by a relative which is continuous. inner portion, an intermediate portion and a rear portion and thickness, which measure perpendicular to the reference word to the outer surface. The profile has a maximum thickness at the alignment between the front and intermediate portions, which alignment is located more in 362 of the cord from the front edge. The profile of the outer surface is operative to produce laminar flow along the front portion and pressure which decreases continuously with a negative gradient from the leading edge to the cut, and turbulent flow along the middle and rear portions and pressure which increases continuously with a positive gradient from the cut to the back edge.

Kort beskrivning av ritningarna.Brief description of the drawings.

Uppfinningen, ïvensom ytterligare ïndamil och fördelar hos denna, beskrivs närmare i följande detaljbeskrivning i anslutning till bifogade rit- ningar, på vilka fig. 1 är en vy delvis i tvïrsektion av en turboflïktmotor, som är mon- terad på en vinge hos ett flygplan medelst en sträva och innefattar en gondol enligt en utföringsform av uppfinningen, fig. 2 ïr en sektion i större skala av gondolen 1 fig. 1, fig. 3 är ett diagram enligt en utföringsform av uppfinningen, visande tryckfördelning längs den yttre ytan av gondolen i fig. 2 relativt en referens- korda, som sträcker sig frin dess framkant till dess bakksnt, fig- 4 är ett diagram, som visar en profil av gondolen i fig- 2, som är normaliserad med avseende på referenskordan, vilken är verksam för att erhålla en tryckfördelning enligt fig. 3, fig- 5 är ett diagram, utvisande krökningsradien hos gondolen i figf 2, normaliserad med avseende på referenskordan, fig. 6 är en vy 1 större skala av ett framkantsområde hos gondolen i fig. 2. fig. 7 är en vy 1 större skala av ett bakkantsområde av den normaliserade gondolprofil som visas i fig- 4, samt fig. 8 är en sektion av en gasturbinmotor med enkelt utlopp, innefattande en annan utföringsform av uppfinningen. 456 077 Detaljerad beskrivning.The invention, as well as further details and advantages thereof, are described in more detail in the following detailed description in connection with the accompanying drawings, in which Fig. 1 is a view partly in cross section of a turbocharged engine mounted on a wing of an aircraft by means of a strut and comprises a gondola according to an embodiment of the invention, Fig. 2 is a section on a larger scale of the gondola 1 Fig. 1, Fig. 3 is a diagram according to an embodiment of the invention, showing pressure distribution along the outer surface of the gondola in fig. Fig. 4 is a diagram showing a profile of the gondola of Fig. 2, which is normalized with respect to the reference cord, which is effective for obtaining a reference cord, which extends from its leading edge to its rear edge; a pressure distribution according to Fig. 3, Fig. 5 is a diagram showing the radius of curvature of the gondola in Fig. 2, normalized with respect to the reference chord, Fig. 6 is a view on a larger scale of a leading edge area of the gondola in Fig. 2 Fig. 7 is a view on a larger scale of a trailing edge region of the normalized gondola profile shown in Fig. 4, and Fig. 8 is a section of a single outlet gas turbine engine, incorporating another embodiment of the invention. 456 077 Detailed description.

I fig. 1 visas en gasturboflïktmotor 10 med hög sekundärströmning som är monterad på en vinge 12 hos ett flygplan (ej visat) med en aerodynamiskt formad sträva 14. Turboflïktmotorn 10 innefattar en flïktenhet 16, som drivs av en kärnmotor 18.Fig. 1 shows a high secondary flow gas turbocharged engine 10 mounted on a wing 12 of an aircraft (not shown) with an aerodynamically shaped strut 14. The turbocharged engine 10 includes a fan assembly 16 driven by a core engine 18.

En ringformig gondol 20 inrymer motorn 10 och innefattar en kïrnhuv 22, som omger kïrnmotorn 18, och en flökthuv 24 enligt en utföringsform av uppfin- ningen, som omger flïktenheten 16. Flïkthuven 24 omger även och Kr åtskild från ett framparti av körnhuven 22 till bildande av ett ringformigt flïktutloppsmun- stycke 26. Flïkthuven 24 innehåller en inloppshals 28 för att motta ett parti 30 av motorns luftflöde från ett friatrömsluftflöde 32.An annular gondola 20 houses the motor 10 and includes a core hood 22 surrounding the core motor 18 and a fan hood 24 according to an embodiment of the invention surrounding the fan assembly 16. The fan hood 24 also surrounds and separates from a front portion of the core hood 22 to form of an annular escape outlet nozzle 26. The escape hood 24 includes an inlet neck 28 for receiving a portion 30 of the engine airflow from a free flow airflow 32.

Under flygplanets drift, såsom exempelvis vid marschfart accelereras motorns luftflöde 30 av flïktenheten 16 och utblâses från fläktmunstycket 26 över kärnhuven 22 för att alstra dragkraft. Friatrömsluftflödet 32 flyter ned- ströms över flïktkåpan 24 på gondolen 20 och växelverkar med eller bestryker fläkthuven 24 och alstrar aerodynamisk friktion, av vilken en väsentlig andel ïr friktion, som verkar i motsatt riktning mot det flygande flygplanet.During the operation of the aircraft, such as at cruising speed, the engine air flow 30 is accelerated by the fan unit 16 and blown from the fan nozzle 26 over the core hood 22 to generate traction. The free flow air flow 32 flows downstream over the fan cover 24 on the gondola 20 and interacts with or coats the fan hood 24 and generates aerodynamic friction, a substantial proportion of which is friction, which acts in the opposite direction to the flying aircraft.

Ett huvudändamål med uppfinningen är att åstadkomma en gondol, såsom fläkthuven 24, som är verksam att reducera aerodynamisk friktion på grund av friströmmande luftflöde 32 över denna under flygning med underljudsfart. Reduce- rad aerodynamisk friktion vid marschfart uppnås genom att fläkthuven 24 förses med en förutbestämd aerodynsmisk ytprofil, som är verksam för att alstra en tryckfördelning, för att befordra ett naturligt laminärt grïnsskikt över ett ökat parti av den yttre ytan av gondolens 20_fläkthuv 24, utan att orsaka gräns- skiktsseparation. Emedan motorluftflöde 30, som utblåses från fläktmunstycket 26, i första hand flyter över körnhuven 22, är emellertid kärnhuvens 22 profil i gondolen 20 helst bestämd i enlighet med konventionell standard.A main object of the invention is to provide a gondola, such as the fan hood 24, which is effective in reducing aerodynamic friction due to free-flowing air flow 32 over it during sonic flight. Reduced aerodynamic friction at cruising speed is achieved by providing the fan hood 24 with a predetermined aerodynamic surface profile, which is effective to generate a pressure distribution, to promote a natural laminar boundary layer over an increased portion of the outer surface of the gondola 20 without fan hood 24. cause boundary layer separation. However, since engine airflow 30, which is blown out of the fan nozzle 26, primarily flows over the core hood 22, the profile of the core hood 22 in the gondola 20 is preferably determined in accordance with conventional standards.

I fig. 2 visas i större detalj fläkthuven 24 i fig. 1. Flïkthuven 24 innehåller en ringformig framkant 34 och en ringformig bakkant 36, mellan vilka sträcker sig en referenskorda 38 med längden C. Fläkthuven 24 innefattar även en yttre yta 40, som är kontinuerlig från framkanten 34 till bakkanten 36. Den yttre ytan 40 innehåller ett framparti 42, ett mellanparti 44 och ett bakparti 46. Frampartiet 42 sträcker sig från framkanten 34 till en första skärning 48, som förbinder frampartiet 42 och mellanpartiet 44. Bakpartiet 46 sträcker sig från en andra skärning S0 till bakkanten 36 och förbinda med mellanpartiet 44.Fig. 2 shows in greater detail the fan hood 24 in Fig. 1. The fan hood 24 contains an annular front edge 34 and an annular rear edge 36, between which extends a reference cord 38 of length C. The fan hood 24 also comprises an outer surface 40, which is continuous from the leading edge 34 to the trailing edge 36. The outer surface 40 includes a front portion 42, an intermediate portion 44 and a trailing portion 46. The front portion 42 extends from the leading edge 34 to a first cut 48 connecting the front portion 42 and the intermediate portion 44. The rear portion 46 extends from a second cut S0 to the trailing edge 36 and connect to the intermediate portion 44.

En väsentlig egenskap hos fläkthuven 24 är profilen på den yttre ytan 40.An essential feature of the fan hood 24 is the profile on the outer surface 40.

Profilen är konturen av den yttre ytan 40 och kan definieras med varierande 456 077 relativ tjocklek T, som representerar det vinkelrïta avståndet från den yttre ytan 40 till referenskordan 38. Tjockleken T ökas lïngs kordan 38 från framkanten 34 till ett lïge för maximitjocklek Tua: vid den första skïrningen 48. Tjockleken T minskas dörefter lïngs kordan 38 från den första skïrningen 48 till bakkanten 36. En annan väsentlig egenskap hos flïkthuven 24 är att maximi- tjoekleken Tmax ör belägen lïngre bakåt lïngs kordan 38 ön maximitjockleken Tmaxz för en typisk gondol 52 enligt tidigare teknik, som visas med streekade linjer i fig. 2 för jämförelse. Denna egenskap eller de egenskaper som beskrivs i det följande befordrar laminïrt flöde lïngs frampartiet 42, medan turbulent flöde begränsas till mellenpartiet 44 och bakpartiet 46 utan grïnsskiktssepara- tion. ' För att fullt inse betydelsen av uppfinningen är en beskrivning av tryck- fördelningen över flïkthuven 24 lämplig. Det är känt för en faekman att en tryckgradient på grund av friströmmande luftflöde, som utövas på en gondolyta, såsom den yttre ytan 40 på flïkthuven 24, påverkar läget av en grïnsskiktsöver- gång från laminört flöde till turbulent flöde. Allmänt fördröjer en negativ tryckgradient, dvs. tryck, som minskas i flödesriktningen, övergång från lami- nört till turbulent flöde.The profile is the contour of the outer surface 40 and can be defined by varying 456 077 relative thickness T, which represents the perpendicular distance from the outer surface 40 to the reference cord 38. The thickness T is increased along the cord 38 from the leading edge 34 to a position of maximum thickness Tua: at the first cut 48. The thickness T is then reduced along the cord 38 from the first cut 48 to the trailing edge 36. Another essential feature of the fly hood 24 is that the maximum thickness Tmax is located further back along the chord 38 than the maximum thickness Tmaxz for a typical g prior art, shown in broken lines in Fig. 2 for comparison. This property or properties described below promote laminar flow along the front portion 42, while turbulent flow is limited to the middle portion 44 and the rear portion 46 without boundary layer separation. In order to fully understand the meaning of the invention, a description of the pressure distribution across the flight hood 24 is suitable. It is known to a person skilled in the art that a pressure gradient due to free-flowing air flow exerted on a gondola surface, such as the outer surface 40 of the flight hood 24, affects the position of a boundary layer transition from laminar flow to turbulent flow. In general, a negative pressure gradient delays, ie. pressure, which is reduced in the flow direction, transition from laminar to turbulent flow.

Det är även känt att en positiv tryckgradient måste följa en negativ tryckgradient för att återföra trycket tillbaka till ett omgivnings- eller friströmningsvärde. Det ör i detta positiva tryckgradientområde som flödet över gondolen blir turbulent, vilket resulterar i ökad friktion.It is also known that a positive pressure gradient must follow a negative pressure gradient in order to return the pressure back to an ambient or free flow value. It is in this positive pressure gradient range that the flow across the gondola becomes turbulent, resulting in increased friction.

För att öka omfattningen av laminärt flöde i en gondol med ändlig längd, måste emellertid den lïngd i vilken trycket återförs till omgivningen med nöd- vändighet minska. Detta har varit en begränsande faktor vid tidigare kända gon- doler, emedan den minskade längd som återstår för att återföra trycket till omgivningen befordrar grïnsskiktsseparation. Gränsskiktsseparation, som initi- eras i det turbulenta flödesområdet, ökar väsentligt friktionen och är därför icke önskvärd. Följaktligen innefattar gondoler enligt tidigare teknik typiskt stora områden med turbulent flöde, för att på lämpligt sätt återföra trycken till omgivnngen för att hindra gränsskiktsseparation.However, to increase the extent of laminar flow in a finite length gondola, the length at which the pressure is returned to the environment must necessarily decrease. This has been a limiting factor in previously known gondolas, since the reduced length that remains to return the pressure to the environment promotes boundary layer separation. Boundary layer separation, which is initiated in the turbulent flow region, significantly increases the friction and is therefore undesirable. Accordingly, prior art gondolas typically include large areas of turbulent flow, to conveniently return pressures to the environment to prevent boundary layer separation.

Eniigt föreliggande uppfinning kan emellertid en väsentlig ökning i om- fattningen av laminärt flöde utan gränsskiktsseparation åstadkommas genom an- bringande av en fläkthuv 24 med förutbestämt form, såsom den som visas i fig. 2, vilken är verksam för att befordra en förutbestämd tryckfördelning över fläkthuvens 24 yttre yta 40.According to the present invention, however, a substantial increase in the extent of laminar flow without boundary layer separation can be achieved by providing a fan cap 24 of a predetermined shape, such as that shown in Fig. 2, which is effective to promote a predetermined pressure distribution across the fan hoods. 24 outer surface 40.

I fig. 3 visas ett diagram enligt uppfinningen, som anger tryckfördel- ningar på grund av friströmmande luftflöde'över en yttre yta av en gondol, såsom 4ssÅn77 den i fig. 2 visade fläkthuven 24. Abscisaan representerar en normaliserad odimensionell sträcka X/C, där C är lïngden av kordan 38 och X är ett avstånd, som mäts längs kordan 38 från framkanten 34 (såsom visas i fig. 2). Exempelvis är framkanten 34 och bakkanten 36 belägna vid X/C I 0,0 resp. X/C I 1,0, vilket alternativt kan bestämmas såsom OZ C resp. 100% C.Fig. 3 shows a diagram according to the invention, which shows pressure distributions due to free-flowing air flow over an outer surface of a gondola, such as the fan hood 24 shown in Fig. 2. The abscissa represents a normalized dimensional distance X / C, where C is the length of the chord 38 and X is a distance measured along the chord 38 from the leading edge 34 (as shown in Fig. 2). For example, the leading edge 34 and the trailing edge 36 are located at X / C I 0.0 and 0, respectively. X / C I 1.0, which can alternatively be determined as OZ C resp. 100% C.

Ordinatan i fig. 3 representerar tryck över ytan på fläkthuven 24 vid varje punkt av abscissan X/C. Trycket kan exempelvis vara en tryckkoefficient G9, som definieras såsom 2 (Ps ~ P)/dvz, dör P, v och d representerar trycket, hastigheten resp. densiteten hos det friströmmande luftflödet 32 och Ps representerar statiskt tryck, som mäts vid gondolens yttre yta. Trycket kan 'även representeras exempelvis av Ps/PT, där PT repreﬁßmﬁel-'ﬂf det fïiBCl-'öm- mande luftflödets totaltryck.The ordinate in Fig. 3 represents pressure across the surface of the fan hood 24 at each point of the abscissa X / C. The pressure can for example be a pressure coefficient G9, which is defined as 2 (Ps ~ P) / dvz, dies P, v and d represent the pressure, the speed resp. the density of the free-flowing air flow 32 and Ps represents static pressure, which is measured at the outer surface of the gondola. The pressure can also be represented, for example, by Ps / PT, where PT repre ﬁ ßm ï el- 'ﬂ f the total pressure of the fïiBCl-sensitive air flow.

Ett GXGWPGI P5 CP-fördelning 54 enligt tidigare teknik för en gondol representeras av den streckade linjen i fig. 3 och motsvarar väsentligen den ti- digare kända gondolen 52, som visas med streckade linjer i fig. 2. Den tidigare geknikens CP fördelning 54 innehåller ett parti 56 med negativ tryckgradient, vilket sträcker sig från OZ C till omkring 10% C. Partiet 56 med negativ gradi- ent alstrar en kort längd med laminärt flöde, som har ett relativt lågt värde för friktionskoefficienten Cf indikerande en relativt låg friktion. Vid omkring 102 C innefattar CP-fördelningen S4 enligt tidigare-teknik ett mini- mum, negaﬂivt med C958 kring vilket CP-fördelningen växlar abrupt från par- tiet 56 med negativ gradient till ett parti 60 med positiv gradient. Partiet 60 med positiv tryckgradient sträcker sig från omkring 102 C till 100% C. Den abrupta än¿r1ngen av CP vid 10% och partiet 60 med positiv gradient alstrar en relativt stor längd med turbulent flöde, som har en relativt hög friktionskoef- ficient Cf, resulterande i ökad aerodynamisk friktion. Det bör observeras att gränsskiktsseparation reduceras eller undviks i gondolen 52 enligt tidigare tek- nik genom ökning av omfattningen av turbulent flöde till kostnaden av reduktio av omfattningen av laminärt flöde, som resulterar i ökad friktion.A prior art GXGWPGI P5 CP distribution 54 for a gondola is represented by the dashed line in Fig. 3 and substantially corresponds to the prior art gondola 52, shown in broken lines in Fig. 2. The prior art CP distribution 54 contains a portion 56 with a negative pressure gradient, which extends from OZ C to about 10% C. The portion 56 with a negative gradient produces a short length of laminar flow, which has a relatively low value for the coefficient of friction Cf indicating a relatively low friction. At about 102 ° C, the prior art CP distribution S4 includes a minimum, negative with C958 around which the CP distribution changes abruptly from the negative gradient portion 56 to a positive gradient portion 60. The positive pressure gradient portion 60 ranges from about 102 ° C to 100% C. The abrupt change in CP at 10% and the positive gradient portion 60 produces a relatively large length of turbulent flow, which has a relatively high coefficient of friction Cf. , resulting in increased aerodynamic friction. It should be noted that boundary layer separation is reduced or avoided in the gondola 52 according to the prior art by increasing the extent of turbulent flow to the cost of reducing the extent of laminar flow, which results in increased friction.

Vidare visas i diagrammet i fig. 3 en förutbestämd fördelning 62 av laminärt flöde CP enligt en utföringsform av uppfinningen. CP-fördelningen 62 med laminärt flöde åstadkommer en ökad omfattning av laminärt flöde framför den tidigare tekniken och utan gränsskiktsseparation. CP-fördelningen 62 kän- netecknas av en kontinuerligt minskande tryckkoefficient Cp från 02 C fill ett 1338 för miﬂímﬂm, ﬂﬂßaﬁivë. CP 64, som är beläget mer än omkring de 102 C en- ligt tidigare teknik. I den särskilda utföringsform, som visas i fig. 3, är läger för minimum CP el. omkring soz c nen omkring soz c nen nnis; vin omkring 562 C. Vidare motsvarar läget för minimum CP 54 läåeﬁ för mßXimiCJ°Ck1@k Tmax vid den första skärningen 48 i fig. Z. Detta står i motsats till den »\ 456* D77 tidigare könda gondolen 52 i fig. 2, vid vilken löget för minimi-CP 58 1 fig. 3 ïr itskilt framför läget för den tidigare könda maximitjockleken Tlaxï 1 fig. 2. _ I den utföringsform av föreliggande uppfinning som visas i fig. 3 inne- fagggr cp-fördelningen 62 med lamioört flöde ett första parti 66 med negativ gradient, vilket minskar från ett positivt vörde av CP via 02 C ;111 ett ne- gativt vïrde för CP vid approximativt 101 C. CP-föïåßlﬂiﬂßﬂß 52 iﬂﬂßfßttßf ett andra parti 68 med negativ gradient, vilket ör kontinuerligt med det första partiet 66 och strïcker sig från omkring 102 C till minimum CP 64 vid omkring SGZC. Det andra partiet 68 har en negativ gradient med mindre vïrde ön gradi- enten för det första partiet 66. Vidare ör både det första partiet 66 och det andra partiet 68 väsentligen konvexa i förhållande till abscissan X/C.Furthermore, the diagram in Fig. 3 shows a predetermined distribution 62 of laminar flow CP according to an embodiment of the invention. The CP distribution 62 with laminar flow provides an increased extent of laminar flow over the prior art and without boundary layer separation. The CP distribution 62 is characterized by a continuously decreasing pressure coefficient Cp from 02 C fill a 1338 for mi ﬂ ím ﬂ m, ﬂﬂ ßa ﬁ ivë. CP 64, which is located more than around 102 C according to previous technology. In the particular embodiment shown in Fig. 3, camps for minimum CP are el. around soz c nen around soz c nen nnis; wine around 562 C. Furthermore, the position of minimum CP 54 corresponds to the position ﬁ of mßXimiCJ ° Ck1 @ k Tmax at the first cut 48 in Fig. Z. This is in contrast to the »\ 456 * D77 previously known gondola 52 in Fig. 2, in which the position of the minimum CP 58 in Fig. 3 is different from the position of the previously known maximum thickness Tlax1 in Fig. 2. In the embodiment of the present invention shown in Fig. 3, the cp distribution 62 with lamiori flow is included. a first batch 66 with a negative gradient, which decreases from a positive value of CP via O 2 C; 111 a negative value for CP at approximately 101 ° C. CP-föïåßl ﬂ i ﬂ ß ﬂ ß 52 i ﬂﬂ ßfßttßf a second batch 68 with a negative gradient, which the first portion 66 and ranges from about 102 ° C to a minimum of CP 64 at about SG2C. The second portion 68 has a negative gradient with a smaller value than the gradient of the first portion 66. Furthermore, both the first portion 66 and the second portion 68 are substantially convex with respect to the abscissa X / C.

Uttrycket konvex avses ange att en kurva, såsom det andra partiet 68, har ett centrum för krökningsradien, som ör beläget mellan kurvan och abscissan X/C.The term convex is intended to indicate that a curve, such as the second portion 68, has a center of radius of curvature located between the curve and the abscissa X / C.

Hotsvarande avses termen konkav ange att kurvan har ett centrum för kröknings- radien, vilket ör beläget vid den sida av kurvan som ör motstïlld mot abscissan X/C.Correspondingly, the term concave is meant to indicate that the curve has a center for the radius of curvature, which is located at the side of the curve that is opposite to the abscissa X / C.

En väsentlig egenskap hos föreliggande uppfinning, som medger ökad omfattning av laminïrt flöde med reducerad friktion längs gondolens yta 40, är ett parti 70 med förutbestämd positiv gradient. Partiet 70 med positiv gradient sträcker sig från omkring 562 C till 100% C och är effektivt för att hindra gränsskiktsseparation. Nïrmare bestämt vid omkring 562 C innefattar Cp-fördel- ningen 62 med laminärt flöde ett övergångsparti kring minimi-CP 64, 1 Vilket lutningen eller gradienten av kurvan ändras från negativ till positiv i värde.An essential feature of the present invention, which allows increased extent of laminar flow with reduced friction along the surface 40 of the gondola, is a portion 70 with a predetermined positive gradient. The positive gradient portion 70 ranges from about 562 ° C to 100% C and is effective in preventing boundary layer separation. More specifically, at about 562 ° C, the Cp distribution 62 with laminar flow comprises a transition portion around the minimum CP 64, 1 which slope or gradient of the curve changes from negative to positive in value.

Denna ändring inträffar mera gradvis ïn den abrupta ändring som fanns vid Cp- fördelningen 54 enligt tidigare teknik och är en faktor för att hindra gräns- skiktsseparation. Från approximativt 562 C till 100% C strïcker sig partiet 70 med positiv gradient från minimi-CP 64 resp. till ett positivt värde för CP.This change occurs more gradually in the abrupt change that existed at the Cp distribution 54 according to the prior art and is a factor in preventing boundary layer separation. From approximately 562 C to 100% C, the portion 70 with a positive gradient extends from the minimum CP 64 resp. to a positive value for CP.

I en föredragen utföringsform minskas partiet 70 med positiv gradient längs bakpartiet 46 invid bakkanten 36 (såsom i fig. 2) med en minskande hastighet och har en väsentligen konkav profil i förhållande till abscissan X/C och kan exem- pelvis vara parabolisk.In a preferred embodiment, the positive gradient portion 70 decreases along the rear portion 46 adjacent the trailing edge 36 (as in Fig. 2) at a decreasing speed and has a substantially concave profile relative to the X / C abscissa and may be parabolic, for example.

När en gondol, såsom fläkthuven Zb, som visas i fig. 2, ör profilerad för att åstadkomma en tryckfördelning, såsom visas av CP-fördelningen 62 med laminärt flöde i fig. 3, kan laminärt flöde bringas att förekomma från OZ C till omkring 562 C- Det laminära flödet och den låga friktionskoefficienten Cf SOM sammanhänger med denna medför en gondolyta som har väsentligt reducerad aerody- namisk friktion under flygplanets marschdrift utan grönsskiktsseparation. 4560077 I fig. h visas en normaliserad profil 72 av en gondol enligt en ut- föringsform av uppfinningen. Abscissan ör X/C, aisom beskrivits ovan, och or- dinaten representerar tjockleken T, dividerad med kordans längd C. Gondolpro- filen 72 är verksam för at: sefsrara cP-fördelninsen 62 med lasinïrt flöde enligt fig. 3. Emedan gondolprofilen 72 är nornaliserad, är den tillämplig för att definiera en valfri gondol genom lämplig ändring av skalan. I detta avse- ende är gondolprofilen 72 i fig. 4 en odimensionell representation av fläkthuven *za 1 sig. 2. Även Om den ïﬂﬂkﬂde CP fördelningen 62 med laminärt flöde i fig. 3 enligt uppfinningen har bestämts, ör det icke möjligt att fullständigt förut- bestämma en bestämd profil av flïkthuven 26, som är lïmplig för alla flygplans motortillämpningar. Detta gäller, emedan tryckfördelningen kring fläkthuven 24 påverkas av många faktorer, såsom ovan beskrivits.When a gondola, such as the fan hood Zb shown in Fig. 2, is profiled to provide a pressure distribution, as shown by the CP distribution 62 with laminar flow in Fig. 3, laminar flow can be caused to occur from OZ C to about 562 C- The laminar flow and the low coefficient of friction Cf SOM associated with it results in a gondola surface that has significantly reduced aerodynamic friction during the aircraft's cruising operation without green layer separation. Fig. H shows a normalized profile 72 of a gondola according to an embodiment of the invention. The abscissa is X / C, as described above, and the ordinates represent the thickness T, divided by the length of the chord C. The gondola profile 72 is operative to: separate the cP distribution 62 with lasinear flow according to Fig. 3. Since the gondola profile 72 is normalized, it is applicable to define an optional gondola by appropriate modification of the scale. In this respect, the gondola profile 72 in Fig. 4 is an dimensional representation of the fan hood * za 1 itself. Although the laminar flow CP distribution 62 in Fig. 3 of the invention has been determined, it is not possible to completely predetermine a particular profile of the flight hood 26 which is suitable for all aircraft engine applications. This is because the pressure distribution around the fan hood 24 is affected by many factors, as described above.

Sålunda kommer den specifika profil av fläkthuven 24 i fig. 2 som är verksam för att befordra den önskade CP-fördelningen 52 för laminïrg flöde 1 fig. 3 att variera i enlighet med de särskilda konstruktionskrav som finns för en given tillämpning. För att bestämma den specifika profilen kan en omvänd analysmetod användas, såsom är känt för en fackman på området. Genom denna om- vända metod varieras flïkthuvens 24 profil systematiskt och en resulterande CP-fördelning bestäms analytiskt eller experimentellt med hänsyn till lämp- liga faktorer, till dess den önskade CP fördelningen 62 alstras. Även om 1 allmänhet två gondolprofiler med laminärt flöde enligt uppfinningen kommer att vara identiskt lika, kommer sådana gondoler att ha gemensamma egenskaper, vilka skiljer gondolen från sådana enligt tidigare teknik.Thus, the specific profile of the fan hood 24 of Fig. 2 which is operative to promote the desired CP distribution 52 for laminar flow in Fig. 3 will vary according to the particular design requirements that exist for a given application. To determine the specific profile, a reverse assay method can be used, as is known to one skilled in the art. By this reverse method, the profile of the flight hood 24 is systematically varied and a resulting CP distribution is determined analytically or experimentally with respect to appropriate factors, until the desired CP distribution 62 is generated. Although in general two laminar flow gondola profiles according to the invention will be identical, such gondolas will have common properties which distinguish the gondola from those according to the prior art.

En gemensam egenskap såsom ovan beskrivits är placeringen av maximitjock- leken Tmax längs kordan 38 vid omkring 50% C till omkring 60% C och vid läget för minimum CP 64.A common property as described above is the placement of the maximum thickness Tmax along the chord 38 at about 50% C to about 60% C and at the position of minimum CP 64.

En annan egenskap visas i kurvan i fig. 4 för normaliserad tjocklek. Ma- ximitjockleken Tmax för fläkthuven 24 är större än hos den tidigare kända gon- dolen 52. Vidare är värdet för Tmax enligt uppfinningen i området mellan omkring 6% och omkring l0Z av kordans längd C och är helst omkring 7% av denna.Another property is shown in the curve in Fig. 4 for normalized thickness. The maximum thickness Tmax of the fan hood 24 is greater than that of the prior art gondola 52. Furthermore, the value of Tmax according to the invention is in the range between about 6% and about 10Z of the cord length C and is preferably about 7% thereof.

Krökningen av fläkthuvens 26 profil i fig- 2 och 4 enligt uppfinningen är även en väsentlig faktor för att erhålla CP fördelningen 62 med laminïrt flöde enligt fig. 3. Med början i området nära framkanten 34 på flïkthuven Zh, såsom visas i fig. 2 och mer detaljerat i fig- 6, har framkanten 34 en krökningsradie R1 som är mindre än omkring 0,51 av kordans längd C. R1 är typiskt mindre än hos den tidigare kända gondolen 52 och ligger i området mellan 0,12 och omkring 0,52 av kordans längd C, varvid 0,12 är att föredra. 456 077 --' En inre yta 80 på fläkthuven 24 invid framkanten 34, visat i fig. 2 och 6, är lämpligen aerodynamiskt utformad till inloppshalsen 28 enligt konventio- nell standard. Krökningen av den yttre ytan 40 på flïkthuven 24 definieras mer detaljerat i fig. 5, som illustrerar en kurva för krökningsradien R hos profi- lerna i fig. 2, vilka är normaliserade med avseende på kordans längd C och avsatta såsom funktion av X/C. En R/C-kurva 74 för laminärt flöde enligt uppfin- ningen visas med heldragen linje och för jämförelse visas R/C-kurvan 76 enligt tidigare teknik för den tidigare kända gondolen 52 i fig- 2 med streckad linje.The curvature of the profile of the fan hood 26 in Figs. 2 and 4 according to the invention is also an essential factor in obtaining the CP distribution 62 with laminar flow according to Fig. 3. Starting in the area near the leading edge 34 of the fan hood Zh, as shown in Figs. more detailed in Fig. 6, the leading edge 34 has a radius of curvature R1 which is less than about 0.51 of the length of the cord C. R1 is typically smaller than that of the prior art gondola 52 and is in the range between 0.12 and about 0.52. of the cord length C, with 0.12 being preferred. An inner surface 80 of the fan hood 24 adjacent the leading edge 34, shown in Figures 2 and 6, is suitably aerodynamically shaped to the inlet neck 28 according to conventional standard. The curvature of the outer surface 40 of the fly hood 24 is defined in more detail in Fig. 5, which illustrates a curve of the radius of curvature R of the profiles in Fig. 2, which are normalized with respect to the length C of the cord and plotted as a function of X / C . A laminar flow R / C curve 74 according to the invention is shown in solid line, and for comparison, the prior art R / C curve 76 for the prior art gondola 52 in Fig. 2 is shown in broken line.

R/C-kurvan 74 är även en väsntlig faktor vid bestämning av ytans 40 profil för att erhålla reducerad aerodynamisk friktion utan gränsskiktsseparation.The R / C curve 74 is also an essential factor in determining the profile of the surface 40 to obtain reduced aerodynamic friction without boundary layer separation.

Mellan 102 C och 561 C, vilket motsvarar frampartiet 42 av fläkthuven 24 i fig. 2, är R/C-kurvan 74 konvex i förhållande till abacissan X/C och ökar i värde med minskande hastighet till läget för maximitjocklek Tmax vid 56% C.Between 102 ° C and 561 ° C, which corresponds to the front portion 42 of the fan hood 24 in Fig. 2, the R / C curve 74 is convex with respect to the abacissance X / C and increases in value with decreasing speed to the position of maximum thickness Tmax at 56% C .

Vid denna punkt innehåller R/C-kurvan 74 en diskontinuitet där kurvan har en lutning med dubbelt värde och abrupt minskar i värde. Mellan 562 C och omkring 85! C, vilket motsvarar mellanpartiet 44 av fläkthuven 24 i fig. 2, är RIC- kurvan 74 konkav i förhållande till abscissan X/C och innehåller ett lokalt minimum R/C 78 vid omkring 65% C.At this point, the R / C curve 74 contains a discontinuity where the curve has a slope of double value and abruptly decreases in value. Between 562 C and about 85! C, which corresponds to the intermediate portion 44 of the fan hood 24 in Fig. 2, the RIC curve 74 is concave with respect to the abscissa X / C and contains a local minimum R / C 78 at about 65% C.

R/C-kurvan 74 för både frampartiet 42 och mellanpartiet 44 förblir posi- tiv 1 värde, vilket anger att den aktuella profilen av den yttre ytan 40 på fläkthuven 24 i fig. 2 är konvex i förhållande till kordan 38. Vid omkring 852 C, motsvarande den andra skärningen SO, närmar sig R/C-kurvan 74 ett oändligt värde, som anger att den aktuella profilen av fläkthuven 24 närmar sig en rät linje. Mellan 852 C och 1002 C, vilket motsvarar bakpartiet 46 av fläkthuven 24, kan den aktuella profilen av fläkthuven 24 förbli väsentligen rak eller konkav, varvid R/C-kurvan 74 har negativt värde.The R / C curve 74 for both the front portion 42 and the intermediate portion 44 remains positive 1 value, indicating that the current profile of the outer surface 40 of the fan hood 24 in Fig. 2 is convex with respect to the chord 38. At about 852 ° C , corresponding to the second section SO, the R / C curve 74 approaches an infinite value, which indicates that the current profile of the fan hood 24 approaches a straight line. Between 852 C and 1002 C, which corresponds to the rear portion 46 of the fan hood 24, the current profile of the fan hood 24 may remain substantially straight or concave, the R / C curve 74 having a negative value.

I kontrast till R/C-kurvan 76 enligt tidigare teknik, vilken visas med streckad linje i fig. 5, och är kontinuerlig och väsentligen konvex i förhållan- de till abscissan X/C, innehåller R/C-kurvan 74 för laminätt flöde diskontinui- teter och både konvexa och konkava partier, såsom ovan beskrivits, vilka är föredragna för att öka omfattningen av laminärt flöde över fläkthuven 24, utan att åstadkomma gränsskiktsseparation över denna.In contrast to the prior art R / C curve 76, which is shown in broken line in Fig. 5, and is continuous and substantially convex with respect to the X / C abscissa, the R / C curve 74 for laminate flow contains discontinuous and both convex and concave portions, as described above, which are preferred to increase the extent of laminar flow over the fan hood 24, without providing boundary layer separation thereon.

Pig. 7 visar mera detaljerat kurvan i fig. 4 mellan 562 C och 1002 C.Pig. Fig. 7 shows in more detail the curve in Fig. 4 between 562 C and 1002 C.

Detta område av fläkthuven 24 är väsentligt för att befordra återgången av tryc- ket till omgivningens friströmningsvärde, utan att befordra gränsskiktssepara- tion. Närmare bestämtinnefatta: bakpartiet 46 av fläkthuven 24 en kordavinkel Y, som definieras såsom vinkeln mellan kordan 38 och en linje, vilken förbinder w 4456 077. den yttre ytan 40 vid maximitjockleken Tm¿x och bakkanten 36. Kordavinkeln Y enligt uppfinningen ïr inom området av omkring 6° till omkring 11° och ïr helst omkring 9°. Kordavinkeln Y är approximativt tvâ gånger så stor jämfört med den tidigare kända gondolen 52 i fig. 2. Dessutom har bakpartiet 46 av den yttre ytan 40 en bakkantsvinkel Z, som bildas mellan kordan 38 och en tangent- linje till den yttre ytan 40 vid bakkanten 36. Bakkantsvinkeln Z enligt uppfin- ningen ïr mindre ïn den normala kordavinkeln Y och ör helst omkring 8°.This area of the fan hood 24 is essential for promoting the return of pressure to the ambient free flow value, without promoting boundary layer separation. More specifically, the rear portion 46 of the fan hood 24 includes a cord angle Y, which is defined as the angle between the cord 38 and a line connecting the outer surface 40 at the maximum thickness Tmx and the rear edge 36. The cord angle Y according to the invention is about 6 ° to about 11 ° and is preferably about 9 °. The cord angle Y is approximately twice as large as the prior art gondola 52 in Fig. 2. In addition, the rear portion 46 of the outer surface 40 has a trailing edge angle Z formed between the cord 38 and a tangent line to the outer surface 40 at the trailing edge. 36. The trailing edge angle Z according to the invention is smaller than the normal chord angle Y and is preferably about 8 °.

Den yttre ytans 40 profil, som visas i figurerna och beskrivits ovan, kommer att ge en gondol, som har reducerad aerodynamisk friktion, jïmmfört med tidigare kïnda gondoler. Det inses att ingen enstaka faktor enbart ör verksam för att åstadkoma laminïrt flöde utan grïnsskiktsseparstion. Den kombination av faktorer som beskrivits ovan enligt uppfinningen ïr att föredra.The profile of the outer surface 40, shown in the figures and described above, will provide a gondola which has reduced aerodynamic friction, as compared with prior art gondolas. It will be appreciated that no single factor alone is effective in achieving laminar flow without boundary layer separation. The combination of factors described above according to the invention is preferred.

Den ovan givna beskrivningen av profilen hos den yttre ytan 40 är tillämplig för en valfri lïngdsektion av flïkthuven 24. Med avseende på sektion- er kring omkretsen av fläkthuven 24, vilka påverkas av vingen 12, strävan 14 eller flygkroppen, kan profilen hos den yttre ytan 40, såsom visas i fig. 4, uppvisa lämpliga variationer, för att ta hänsyn till dessa inflytanden och fort- farande ligga inom området för uppfinningen.The above description of the profile of the outer surface 40 is applicable to any length section of the fan hood 24. With respect to sections around the circumference of the fan hood 24 which are affected by the wing 12, strut 14 or the fuselage, the profile of the outer surface may 40, as shown in Fig. 4, show suitable variations, to take account of these influences and still remain within the scope of the invention.

Gondolen 20 eller fläkthuven 24 kan medföra en reduktion av aerodynamisk friktion vid marschfart av approximativt 502 jämfört med tidigare kända gondol- er. Emellertid är framkanten 34, såsom ovan beskrivits, mindre verksam för drift utanför marschfart av flygplanet. För att förbättra effekterna av framkan- ten 34 under drift av flygplanet utanför marschfart kan en konventionell fram- kantsanordning (ej visad) anbringas. Framkantsanordningen är verksam för att modifiera flödet över frampartiet 42 av fläkthuven 24 för att bibehålla ett oseparerat gränsskikt under drift av flygplanet utanför marschfart. Även om uppfinningen har beskrivits med avseende på en gondol 20, innefattande en fläkthuv 24 med en gasturbofläktmotor 10 med högt separat sekun- därflöde, inses det att en lämplig gondol med laminärt flöde kan åstadkommas för andra motortillämpningar.The gondola 20 or fan hood 24 can result in a reduction in aerodynamic friction at cruising speed of approximately 502 compared to previously known gondolas. However, as described above, the leading edge 34 is less effective for off-flight operation of the aircraft. To improve the effects of the leading edge 34 during operation of the aircraft outside cruising speed, a conventional leading edge device (not shown) can be fitted. The leading edge device is operative to modify the flow over the front portion 42 of the fan hood 24 to maintain an unseparated boundary layer during operation of the aircraft outside cruising speed. Although the invention has been described with respect to a gondola 20, comprising a fan hood 24 with a high separate secondary flow gas turbo fan motor 10, it will be appreciated that a suitable laminar flow gondola may be provided for other engine applications.

Exempekvis kan en gondol 82 med laminärt flöde enligt en annan utförings- form av uppfinningen åstadkommas för en turbojet eller turboflïktmotor 84 med enkelt utlopp, såsom illustreras i fig. 8. Konturen av gondolen 82 är väsentli- gen likartad med konturen av fläkthuven 24, som visas i fig. 2, och överensstäm- mer med den normaliserade profilen 72 för laminärt flöde i fig. 4. Vidare ör gondolen 82 för laminärt flöde verksam för att alstra en CP föfdﬂlﬂing 62 med laminärt flöde, såsom illustreras i fig. 3. u 456 072 H Även om en gondol 20 med ringfornigt laminört flöde har visats, kan gøndoler med andra former ïn ringform ïven utföras. Exempelvis kan en tvidimen- aionell gondol (ej vlaad), som begränsas av ett flertal huvorgan åstadkommas, vid vilken varje huvorgan har en profil, som 'är verksam för att beordra den CP fördelning 62 för laminört flöde som illustreras 1 fig. 3.For example, a laminar flow gondola 82 according to another embodiment of the invention may be provided for a single outlet turbo jet or turbocharged engine 84, as illustrated in Fig. 8. The contour of the gondola 82 is substantially similar to the contour of the fan hood 24, which shown in Fig. 2, and conforms to the normalized profile 72 for laminar flow in Fig. 4. Furthermore, the laminar flow gondola 82 is operative to generate a CP liner 62 with laminar flow, as illustrated in Fig. 3. 456 072 H Although a gondola 20 with annular laminate flow has been shown, gondolas with other shapes in ring shape can also be made. For example, a two-dimensional gondola (not welded) bounded by a plurality of hood members may be provided, at which each hood member has a profile operable to command the CP distribution 62 for laminar flow illustrated in Fig. 3.

Givatvia bör det framhållas att, för att erhilla och bibehilla ett lami- nört flöde över en gondolyta, ytan bör utformas väsentligen slöt, för att undvika diakontinuiteter eller ställen för utbredning av turbulent flöde och grïnsakiktaaeparation.Given that it should be emphasized that, in order to obtain and maintain a laminated flow over a gondola surface, the surface should be designed substantially closed, in order to avoid diacontinuities or places for spreading turbulent flow and boundary layer separation.

Claims

A gondola (20) for use on an aircraft, having an outer surface (40) continuous from a leading edge (34) to a trailing edge (36) and comprising a front portion (42), a intermediate portion (44) and a rear portion (46) have such a profile that a relative thickness, which is measured perpendicularly to a reference edge connecting the trailing edge to the outer surface, is increased along the chord (38) from the leading edge (34) to a position for a maximum thickness (ïmaxl at a first cut (48) where the front portion (42) merges into the nellan portion (44), characterized in that the position for maximum thickness is located more than 36 Z of the length of the cord (C) from the leading edge, that the thickness is reduced along the chord from this position to a second cut (50), where the intermediate portion (44) merges into the rear portion (46), and is further reduced from the second cut to the trailing edge, the profile being operative to generate laminar flow along the front portion and a pressure due to air flow over this, we which is continuously reduced by a negative gradient from the leading edge to the position of maximum thickness (ïmax), and turbulent flow along the intermediate portion and the rear portion, and a pressure due to air flow above it, which is continuously increased by a positive gradient from said maximum thickness position to the trailing edge. f 2. Gondola according to claim 1, characterized in that said pressure is represented by a pressure coefficient Gp- 3. Gondola according to claim 1 or 2, characterized in that the position for maximum thickness (Tmax) is arranged between 50% and about 60 Z C. 4. Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the position for maximum thickness is located at about 56% C. 5. Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the maximum thickness of the outer surface (40) has a value greater than about 6% of the length of the cord C. A gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the pressure is reduced from a positive value next to the leading edge (34) to a negative minimum value at said maximum thickness position and increased from the negative minimum value at the maximum thickness position to a positive value at the trailing edge. Gondola according to one of the preceding claims, characterized in that the pressure along the rear portion (46) is reduced at a decreasing speed from the second cut to the rear edge. Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the leading edge (34) has a radius of curvature less than about 0.5 Z of the length of the cord C. the length of the cord C. The gondola of claim 8 or 9 , characterized in that the leading edge (34) has a radius of curvature of about 0.1% of the length of the cord C. 11. Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the front portion (42) has a radius of curvature which is positive in value and increases with a decreasing speed from the leading edge to said position for maximum thickness 12. Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the intermediate portion (44) has a radius of curvature which is positive in value and decreases in value from the first the cut to a position of a local positive minimum value and increased therefrom to the second cut (50) 13. Gondola according to claim 12, characterized in that the second cut is located at about 85% C. 14. Gondola according to any of the preceding requirements, characterized in that the rear portion has a radius of curvature, which is negative in value and increases from the second cut (50) to the rear edge (36). Gondola according to any one of the preceding claims, characterized in that the rear portion (46) of the outer surface (40) has a cord angle (Y) between the cord (38) and a line connecting the outer surface at the maximum thickness and the rear edge. which has a value in the range of about 6 ° to about 11 °. Gondola according to claim 15, characterized in that the cord angle is about 9 °. Gondola according to claim 15, characterized in that the rear portion (46) of the outer surface (40) has a trailing edge angle (Z) between the cord (38) and a tangent line to the outer surface at the trailing edge, which has a smaller value than the cord angle. Gondola according to claim 17, characterized in that the trailing edge angle is about 8 °. Gondola according to one of the preceding claims, characterized in that the gondola comprises a fan hood for a turbofan engine with secondary flow. Gondola according to one of the preceding claims, characterized in that the gondola comprises a hood for a gas turbine engine with a simple outlet.