DE607894C

DE607894C - Device for preventing the air flow from being released from the top of the wing of aircraft

Info

Publication number: DE607894C
Application number: DEM120147D
Authority: DE
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1931-06-19
Filing date: 1932-06-19
Publication date: 1935-01-11

Description

Die Erfindung bezweckt, der bei Tragflügeln von Flugzeugen an sich bekannten, Erscheinung zu begegnen, daß der Luftstrom im hinteren Drittel der Tragflügel oberflächeThe aim of the invention is the known per se in the case of the wings of aircraft, To counteract the phenomenon that the air flow in the rear third of the wing surface

•5 dazu neigt, sich, von der Oberfläche abzulösen, was eine Schwächung des Auftriebes zur Folge hat.• 5 tends to peel off the surface, which results in a weakening of the lift.

Zur Lösung dieser Aufgabe sind bereits verschiedene Vorschläge bekanntgeworden,Various proposals have already become known to solve this problem,

ίο von denen die einen darauf hinausgehen, die über die Oberseite des Tragflügels strömende . Luft durch Hineinblasien eines Luft- oder Gasstrahles zu beschleunigen, andere die Auftriebzahl durch Absaugen der der Flügelober,-fläche zunächst liegenden Strömungsschicht, der sogenannten Grenzschicht, zu steigern, und weitere, das Ablösen der Grenzschicht von der Tragflügeloberseite durch einen im Flügelinnern erzeugten Gasstrom zu verhüten, der an der Hinterkante des Tragflügels ausgeblasen wird.ίο of which some point out that flowing over the top of the wing. Air by blowing in an air or To accelerate the gas jet, other the number of lift by suction of the wing surface, wing to increase the initially lying flow layer, the so-called boundary layer, and further, the detachment of the boundary layer from the upper side of the wing by an im To prevent gas flow generated inside the wing, which is blown out at the trailing edge of the wing will.

Bei der den Gegenstand der Erfindung bildenden Einrichtung zum Verhüten des Ablösens der Luftströmung von der Oberseite des Tragflügels von Flugzeugen wird ebenfalls von einem im Flügelinnern erzeugten Gasstrom Gebrauch gemacht, der an der* Hinterkante des Tragflügels ausgeblasen wird. Gemäß der Erfindung ist aber die Oberseite des Tragflügels an der Stelle, an der die Luft-Strömung zur Ablösung neigt, durch einen Schlitz mit dem Kanal verbunden, durch den der im Flügelinnern erzeugte Gasstrom zur Hinterkante des Tragflügels fließt. Durch diese Anordnung wird die Grenzschicht einer höheren Saugwirkung unterzogen, als wenn man lediglich einen Gasstrom am hinteren Tragflügelende ausfließen läßt oder als wenn man durch Hineinblasen eines Luftstrahles in die über die Oberseite des Tragflügels' strömende Luft die Geschwindigkeit dieses Luftstromes zu steigern sucht, ganz abgesehen davon, daß sich die Saugwirkung hier als besonders wirksam erweist, weil sie gerade an der Stelle am stärksten zur Geltung kommt, wo das Bestreben der Grenzschicht, sich von der Tragflügeloberseite abzulösen, am größten ist.In the peeling prevention device forming the subject of the invention The flow of air from the top of the wing of aircraft is also made use of a gas flow generated inside the wing, which at the * The trailing edge of the wing is blown out. According to the invention, however, is the top of the wing at the point where the air flow tends to detach, through a Slot connected to the channel through which the gas flow generated in the wing interior to Trailing edge of the wing flows. This arrangement makes the boundary layer a subjected to higher suction than if you just had a gas stream at the rear The end of the wing can flow out or as if one were to blow in a jet of air in the air flowing over the top of the wing, the speed of the wing Seeks to increase the current of air, quite apart from the fact that the suction effect is here proves to be particularly effective because it is particularly effective at the point where the tendency of the boundary layer to detach itself from the upper side of the wing is greatest is.

Die Zeichnung veranschaulicht eine Ausführungsform des Erfindungsgegenstandes, und zwar zeigen Fig. 1 den Tragflügel im Querschnitt und Fig. 2 in Ansicht von oben.The drawing illustrates an embodiment of the subject matter of the invention, namely, Fig. 1 shows the wing in cross section and Fig. 2 in a view from above.

Durch den Pfeil 1 ist die Fortbewegungsrichtung des Tragflügels in der Luft angedeutet. Mit 3 sind die Luftschichten bezeichnet, die oberhalb des Flügels streichen. 5 ist die von der Flügeloberfläche zur Ablösung neigende Grenzschicht.Arrow 1 indicates the direction of movement of the wing in the air. With 3 the layers of air are referred to, which sweep above the wing. 5 is the boundary layer that tends to detach from the wing surface.

Die Grenzschicht 5 hat eine Geschwindigkeit, die von 12 bis zum Kulminationspunkt 17, d.h. vom Nasenholm bis zum Hauptspant des Tragflügels, zunimmt, und dann von 17 bis 13, d. h. annähernd vom Hauptspant bis zur Abschlußleiste, wieder abnimmt. Bed der durch, die Fig. r und 2 veranschaulichten Ausführungsform besitzt der im Flügeünnern vorgesehene Kanal 9, durch den der Gasstrom zieht, eine enge Stelle oder Einschnürung 6, die drosselnd auf^den Gasstrom wirkt. 7 ist ein länglicher, mit der Einschnürung 6 in Verbindung stehender Schlitz, durch den die Grenzschicht 5 angesaugt wird. Die Gase treten durch eine an der Abschlußleiste ausmündende Düse 8 aus. 10 sind die Flügelhohne. Die Symmetrieachse ist in Fig. 2 mit 11 bezeichnet. 12 ist die Stirn- oder Nasenleiste. Die Gase werden an der Stelle 18 durch 'einen Luftkompressor oder durch einen die Auspuffgase 'einer Verbrennungs- oder Explosionskraftmaschine aufspeichernden. Sammler oder durch einen Brenner für feste und flüssige Brennstoffe (zerstäubte Kohle, Schweröl, flüssiger oder fester Explosivstoff usw.) geliefert. Die Verbrennungskammer und der Kanal 9 sind so angeordnet, daß. die_ Verbrennungsgase mit sehr hoher Geschwindigkeit aus der Düse 8 ausströmen, und zwar mit einer Geschwindigkeit, die erheblich höher sein muß als die Fortbewegungsgeschwindigkeit des Flugzeuges. Der Aufbau des wirksamen Teiles, durch den die Grenzschicht angesaugt und die Gase am Hinterteil des Tragflügels ausgestoßen werden, beruht auf dem Prinzip der mit Venturidüse versehenen Strahlsauger. Der von 7 bis 6 sich erstreckende Kanal, durch den die Grenzschicht angesaugt wird, hat zweckmäßigerweise im Querschnitt die Form 'eines Doppelkegels (konvergierender Eintrittskegel und divergierender, als Diffusor dienender Austrittskegel). An der engsten Stelle 6 des Gaskanals 9 befindet sich die Ausmündung dieses Diffusors. Der Gaskanal 9 selbst ist vor dieser Stelle 6 als konvergierender Eintrittskegel, hinter dieser Stelle von 6 bis 8 als divergierender Austrittskegel (Diffusor) ausgebildet.The boundary layer 5 has a speed ranging from 12 to the culmination point 17, i.e. from the nose spar to the main rib of the wing, increases, and then from 17 to 13, i.e. H. approximately from the main bulkhead up to the end strip, decreases again. Bed the through, Figs. R and 2 illustrated Embodiment has the provided in the flight thinner channel 9 through which the Gas flow pulls, a narrow point or constriction 6, the throttling on ^ the gas flow works. 7 is an elongated slot in communication with the constriction 6 which the boundary layer 5 is sucked in. The gases pass through one on the end strip discharging nozzle 8 from. 10 are the winged horns. The axis of symmetry is shown in FIG 11 designated. 12 is the forehead or leading edge. The gases are at the point 18 by 'an air compressor or by one to store the exhaust gases from an internal combustion or explosion engine. Collector or by a burner for solid and liquid fuels (atomized coal, Heavy oil, liquid or solid explosives, etc.). The combustion chamber and the channel 9 are arranged so that. die_ combustion gases at very high speed flow out of the nozzle 8, at a speed which must be considerably higher than the speed of movement of the aircraft. The structure of the effective part through which the boundary layer is sucked in and the gases at the rear of the wing is based on the principle of the venturi nozzle provided with ejectors. The from 7 to 6 expediently has the extending channel through which the boundary layer is sucked in in cross section the shape of a double cone (converging inlet cone and diverging outlet cone serving as a diffuser). The opening of this diffuser is located at the narrowest point 6 of the gas channel 9. The gas channel 9 itself is in front of this point 6 as a converging entry cone, behind this point from 6 to 8 designed as a diverging exit cone (diffuser).

Beim Durchströmen der 'engsten Kanalstelle 6 erlangen die Gase 'eine hohe Geschwindigkeit, welche einen weitgehenden Unterdruck erzeugt. Dieser Unterdruck hat zur Folge, daß durch den Schlitz 7 hindurch die Grenzschicht 5 angesaugt wird. Die hohe Geschwindigkeit, bei der die Grenzschicht in dieser Weise angesaugt wird, bewirkt ein Anwachsen der Strömungsgeschwindigkeit der Luftschichten oberhalb der Oberseite des Tragflügels und demzufolge eine Steigerung des Auftriebes. Außerdem werden durch die ebenfalls bei hoher Geschwindigkeit aus der Düse 8 ausströmenden Gase die oberhalb der gesaugten Schicht befindlichen Schichten mitgerissen und zugleich in ihrer Bewegung beschleunigt. When flowing through the 'narrowest channel point 6, the gases' reach a high speed, which creates an extensive negative pressure. This negative pressure has to As a result, the boundary layer 5 is sucked in through the slot 7. The high speed in which the boundary layer is sucked in in this way, causes an increase in the flow rate of the Air layers above the top of the wing and consequently an increase of buoyancy. In addition, the Nozzle 8 escaping gases entrained the layers located above the sucked layer and at the same time accelerated in their movement.

Der Unterteil der hinteren Düse 8 kann schwingbar um eine Achse gelagert sein. Diese Anordnung ermöglicht das Zuschließen der Gasaustritts düse oder ein Erweitern ihres lichten Querschnittes.The lower part of the rear nozzle 8 can be mounted such that it can swing about an axis. This arrangement enables the gas outlet nozzle to be closed or to be expanded clear cross-section.

Claims

Patent claims:

1. Means to prevent the air flow from separating from the top the wing of aircraft by means of a gas flow generated inside the wing, which is blown out at the trailing edge of the wing, characterized in that that the top of the wing at the point where the air flow tends to detach, through a slot is connected to the channel through which the gas flow generated in the wing interior flows to the trailing edge of the wing.

2. Device according to claim 1, characterized in that the channel (9) at the confluence of the slot (7) is designed in the manner of a .Venturi tube. _go

1 sheet of drawings