Welche aerodynamischen Phänomene können den Druckgradienten bei der Aufnahme der Grenzschicht verringern?

Lassen Sie mich zunächst den Kontext Ihrer Frage erläutern: Es geht um ein Konzept für ein zukünftiges Verkehrsflugzeug:

_{Boeing Blended-Wing-Body Model 450-1U, entnommen aus NASA/CR-2006-214534 .}

In der obigen künstlerischen Darstellung sind die Motoren gekapselt und sitzen auf Streben, um ein gleichmäßiges Strömungsfeld an der Einlassseite zu erreichen. Die Strebe und die Gondeloberfläche tragen jedoch zum Luftwiderstand bei, der vermieden werden könnte, wenn die Triebwerke näher am hinteren Rumpf montiert würden. Das folgende Bild aus derselben Quelle zeigt eine CAD-Darstellung einer möglichen Geometrie mit halbvergrabenen Motoren:

Der Nachteil dieses Konzepts ist die Aufnahme von Grenzschichtströmung, so dass das Geschwindigkeitsprofil über der Einlaufseite einen Geschwindigkeitsgradienten aufweist (BMI = Grenzschichtaufnahme). Dies führt zu einer verzerrten Strömung am Verdichter und zu zyklischen Druckschwankungen für die Verdichterschaufeln, was wiederum eine robustere und weniger optimierte Verdichtergeometrie erfordert oder das Risiko von Verdichterstillständen und frühem Schaufelversagen birgt. Außerdem führt der Energieverlust innerhalb der Grenzschicht zu einer geringeren Druckrückgewinnung vor und innerhalb des Einlasses, was den spezifischen Kraftstoffverbrauch erhöht.

Oder um die NASA-Seite über Einlässe zu zitieren :

Wenn die Luft aus dem freien Strom zur Kompressorfläche gebracht wird, kann die Strömung durch den Einlass verzerrt werden. An der Verdichterfläche kann ein Teil der Strömung eine höhere Geschwindigkeit oder einen höheren Druck aufweisen als ein anderer Teil. Die Strömung kann wirbeln oder ein Teil der Grenzschicht kann aufgrund der Einlassform dicker sein als ein anderer Teil. Die Rotorblätter des Kompressors bewegen sich kreisförmig um die zentrale Welle. Wenn die Schaufeln auf eine verzerrte Einlassströmung treffen, ändern sich die Strömungsbedingungen um die Schaufel herum sehr schnell. Die sich ändernden Strömungsbedingungen können eine Strömungsablösung im Verdichter, einen Strömungsabriss des Verdichters, verursachen und strukturelle Probleme für die Verdichterschaufeln verursachen. Ein guter Einlass muss eine hohe Druckrückgewinnung, einen geringen Überlaufwiderstand und eine geringe Verzerrung erzeugen.

Die Frage ist nun: Was kann getan werden, um das halbvergrabene Motorkonzept beizubehalten, aber die Ansaugströmungsverzerrung durch die Grenzschichtaufnahme zu vermeiden?

Lösung 1:

Wie sich herausstellt, schlägt das gleiche NASA-Papier einen einfachen Umlenker vor den Triebwerken vor, der die langsame Grenzschicht zur Seite schieben soll:

Lösung 2:

Eine noch bessere Lösung ist die Verwendung einer Splitterplatte; schließlich hat das halbvergrabene Triebwerk eine Ansaugung, die den seitlich angebrachten Ansaugungen von Schul- und Kampfflugzeugen sehr ähnlich ist. Unten ist ein Beispiel von einem anderen Unterschallflugzeug, dem tschechischen Jet-Trainer L-39 Albatros :

_{Subsonic-Splitterblecheinlass beim L 39 ( Bildquelle )}

Lösung 3:

Die weniger häufig verwendete Grenzschichtabsaugung kann verwendet werden, um die sich langsam bewegende Luft nahe der Oberfläche zu entfernen und ein gleichmäßigeres Geschwindigkeitsprofil wiederherzustellen. Hier ist mein Beispiel der Eurofighter EF-2000-Einlass, bei dem die Grenzschichtabsaugung verwendet wird, um die Grenzschicht zu entfernen, die sich auf der Splitterplatte selbst angesammelt hat:

_{EF-2000 Aufnahme, hier als Gepäckfach missbraucht. Das Lochgitter dient dazu, die Grenzschicht abzusaugen.}

Eine ähnliche Anordnung wurde am Ansaugkegel des SR-71 verwendet, aber ich fand kein gutes Bild. Die Grenzschichtabsaugung ist jedoch nicht die Art von passiver Lösung, die Sie sich wünschen. Es hat aber den Vorteil, dass es an die jeweilige Flugsituation anpassbar ist.

Lösung 4:

Ebenfalls nicht passiv und nicht in existierenden Flugzeugen verwendet würde eine sich bewegende Oberfläche vor dem Einlass sein. Dies wurde mit rotierenden Zylindern bei Klappenbrüchen versucht , und es gibt einige Literatur zu diesem Thema . Die sich bewegende Oberfläche kehrt die Wirkung des Flügels vor dem Einlass um und reaktiviert die Grenzschicht direkt vor oder innerhalb des Einlasses.

In jedem Fall ist zu prüfen, ob die neu hinzukommenden Verluste der Grenzschichtmanipulation geringer ausfallen als die motorischen Wirkungsgradgewinne. Ich bin nicht auf Vortexgeneratoren eingegangen: Sie könnten helfen, den Geschwindigkeitsverlust auszugleichen oder zumindest den Geschwindigkeitsgradienten zur Oberfläche hin zu verringern, aber sie verursachen von sich aus neue und intensive Verluste und würden höchstwahrscheinlich den Wirkungsgrad stark reduzieren. Wenn sie gut platziert sind, reduzieren sie die Einlassverzerrung, jedoch zum Preis einer stark reduzierten Druckwiederherstellung.

Aktueller Trend ... akzeptiere es einfach und baue einen Lüfter / Kompressor, der in der Lage ist, in der Grenzschicht zu arbeiten. Das neueste Konzept der NASA dazu (hier ist ein Link https://www.nasa.gov/feature/aviation-renaissance-nasa-advances-concepts-for-next-gen-aircraft ) besteht darin, dass sie die Grenzschicht aufnehmen, die sie möglicherweise benötigen mehr Leistung, aber sie reduzieren auch den Luftwiderstand. Stellen Sie sich das so vor: Ein Motor muss bereits einströmende Hochgeschwindigkeitsluft verlangsamen. Dadurch wird etwas Energie verschwendet (das meiste wird jedoch in Druck umgewandelt). Die Grenzschicht ist bereits verlangsamt. Wenn sie also verwendet werden kann, dann du verschwendet keine Energie für zweimaliges Abbremsen.