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Die
vorliegende Erfindung betrifft eine Verkleidung für eine Auftriebshilfe
für ein
Flugzeug, insbesondere für
einen Landeklappenträger
eines Flugzeugs. Unter einem weiteren Gesichtspunkt betrifft die
Erfindung ein Flugzeug mit einer Auftriebshilfe und einer derartigen
Verkleidung.
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Obwohl
auf beliebige Verkleidungen an Luft- und Raumfahrzeugen anwendbar,
werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Problematik
in Bezug auf Landeklappenträgerverkleidungen
strahlgetriebener Verkehrsflugzeuge näher erläutert.
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Derartige
Flugzeuge weisen im Allgemeinen sogenannte Landeklappen auf, die
während
der Start- und Landungsphase ausgefahren werden können, um
erhöhten
Auftrieb bei langsamen Fluggeschwindigkeiten bereitzustellen. Hierzu
sind üblicherweise
die Landeklappen in an der Unterseite der Tragflächen angeordneten Landeklappenträgern geführt. Um
während
des Flugs bei voller Reisegeschwindigkeit einen möglichst
geringen Luftwiderstand zu bieten, werden die Landeklappenträger mit entsprechend
aerodynamisch optimierten Verkleidungen umgeben, die darüber hinaus
zur Erzeugung von Auftrieb gestaltet sein können.
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Insbesondere
bei Flugzeugen mit Strahltriebwerken, die unterhalb der Tragflächen angebracht
sind, können
jedoch durch Einwirkung des Antriebsstrahls eines Triebwerks auf
eine Landeklappenträgerverkleidung
unerwünschte
Vibrationen der Landeklappenträgerverkleidung
auftreten. Neben räumlicher
Nähe von
Triebwerk und Landeklappenträgerverkleidung
können
bestimmte Betriebszustände
des Flugzeugs das Auftreten von Vibrationen begünstigen, z. B. wenn sich das
Flugzeug bei maximalem Schub in Ruhe am Boden befindet oder noch
auf der Startbahn beschleunigt. Die Vibrationen können zu
Schäden
wie z. B. Haarrissen an den Landeklappenträgerverkleidungen oder deren
Aufhängungen bis
hin zu einem kompletten Versagen der Struktur im Pivot-Bereich führen.
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Es
ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, schädigende
Einwirkungen der Antriebsstrahlen von Strahltriebwerken auf Verkleidungen
von Auftriebshilfen wie Landeklappenträgern zu vermeiden.
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Erfindungsgemäß wird diese
Aufgabe durch eine Verkleidung für
eine Auftriebshilfe für
ein Flugzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
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Die
der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin,
an einer Verkleidung für eine
Auftriebshilfe für
ein Flugzeug mindestens einen Strake auszubilden, der von einer
Außenfläche der Verkleidung
abragt und sich wesentlich in Flugrichtung erstreckt. Unter einem
Strake ist hierbei ein flächiges
(flächenoptimiertes)
Gebilde wie eine Platte oder Planke zu verstehen.
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Dadurch,
dass der Strake von der Außenfläche der
Verkleidung abragt und sich wesentlich in der Flugrichtung des Flugzeugs
erstreckt, blockiert der Strake aerodynamische Flüsse an der
Außenfläche der
Verkleidung, die signifikante Flusskomponenten senkrecht zur Flugrichtung
aufweisen. Hierdurch wird, wenn die Verkleidung z. B. während der
Startphase in den Antriebsstrahl eintaucht, die Entstehung instabiler,
oszillierender Wirbelsysteme aufgrund solcher Flusskomponenten unterdrückt und ein
stabiler aerodynamischen Fluss bewirkt, der die Verkleidung in der
Flugrichtung umströmt.
Wegen der Abwesenheit oszillierender Wirbelsysteme treten an der
Außenflä che der
Verkleidung keine signifikanten oszillierenden Druckschwankungen
und damit keine schädigende
Vibrationen verursachenden Kräfte
auf.
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In
den Unteransprüchen
finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der
Erfindung.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung ragt der Strake wesentlich senkrecht von
der Außenfläche ab.
Hierdurch werden quer zum Strake verlaufende Flusskomponenten zu
beiden Seiten hin besonders effektiv blockiert.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung bildet der Strake mit einer vertikal nach
unten weisenden Richtung einen Winkel zwischen 0° und 40°. Dies bewirkt, dass am Strake
bei Anströmung
eine Seitenkraft angreift, die keine Nulldurchgänge zeigt, sodass Verkleidung
und Strake besonders schonend nur in einer Richtung belastet werden.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung weist der Strake eine Länge von
1 m bis 3 m entlang der Außenfläche der
Verkleidung auf. Ein Strake dieser Länge stabilisiert den aerodynamischen
Fluss hinreichend bei geringem Eigengewicht.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung weist der Strake an seinem vorderen Ende
eine Vorderkante und/oder an seinem hinteren Ende eine Hinterkante
auf, die wesentlich senkrecht zur der Außenfläche der Verkleidung verläuft. Hierdurch
wird eine kontrollierte Anströmung
der Vorderkante bzw. ein kontrollierter Strömungsabriss von der Hinterkante
bewirkt.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung weist der Strake an seinem vorderen Ende
eine geringere Höhe
auf als an seinem hinteren Ende. Vorzugsweise beträgt die Höhe des Strakes
an seinem vorderen Ende eine Höhe
1 cm oder weniger, sodass die Bildung von Wirbeln an der Vorderkante
vermieden wird.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung weist der Strake an seinem hinteren Ende
eine Höhe von
15 cm oder weniger auf. Ein Strake dieser Höhe stabilisiert den aerodynamischen
Fluss hinreichend bei ausreichender Eigenstabilität und geringem
Eigengewicht. Vorzugsweise weist der Strake eine maximale Höhe an einer
von seinem vorderen und/oder hinteren Ende beabstandeten Position
auf.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung weist der Strake eine Dicke zwischen 2
mm und 5 mm auf. Dies ermöglicht
eine hohe Stabilität
des Strakes bei geringem Gewicht. Vorzugsweise weist der Strake
an einer oberen Kante ein wesentlich rechteckiges Querprofil auf.
Dies ermöglicht
einen kontrollierten Strömungsabriss
an der Oberkante.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung stellt die Erfindung ein Flugzeug mit
einer Auftriebshilfe bereit, die eine derartige Verkleidung aufweist. Vorzugsweise
umfasst das Flugzeug ein Strahltriebwerk, das so angeordnet ist,
dass die Verkleidung während
einer Betriebsphase des Flugzeugs zumindest teilweise in einen Strahl
des Strahltriebwerks eintaucht. Auf diese Weise können Strahltriebwerke und
Auftriebshilfen ohne konstruktive Einschränkungen in ihrer Position optimiert
sein, ohne dass Schäden
an der Verkleidung auftreten.
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Gemäß einer
bevorzugten Weiterbildung ist der Strake auf einer dem Strahl zugewandten
Seite der Verkleidung ausgebildet. Hierdurch wirkt der Strake besonders
effizient, unmittelbar am Ort direkter Anströmung durch den Antriebsstrahl.
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Die
Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme
auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
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Von
den Figuren zeigen:
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1A–B ausschnitthafte
Draufsichten in Flugrichtung auf eine Flugzeugtragfläche mit
einer Verkleidung gemäß zweier
Ausführungsformen
der Erfindung;
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2 eine
schematische perspektivische Ansicht eines Strakes einer Verkleidung
gemäß einer Ausführungsform;
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3 simulierte
Funktionskurven von Druckverläufen
an Strakes von Verkleidungen gemäß verschiedenen
Ausführungsformen;
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4 eine
perspektivische Ansicht eines hinteren Abschnitts einer Verkleidung
gemäß einer Ausführungsform,
mit simuliertem Strömungsverlauf;
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5 eine
Unteransicht des Abschnitts der Verkleidung aus 4,
mit simuliertem Strömungsverlauf;
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6 eine
perspektivische Ansicht eines hinteren Abschnitts einer herkömmlichen
Verkleidung, mit simuliertem Strömungsverlauf;
und
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7 eine
Unteransicht des Abschnitts der Verkleidung aus 6,
mit simuliertem Strömungsverlauf.
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In
den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche
Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
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1A zeigt
in schematischer Ansicht von hinten einen Ausschnitt einer Tragfläche 402 eines strahlgetriebenen
Verkehrsflugzeugs 118, die an einem Rumpf 120 des
Flugzeugs 118 befestigt ist. Die Blickrichtung des Betrachters
stimmt mit der Flugrichtung des Flugzeugs 118 überein.
An ihrer hinteren, dem Betrachter zugewandten Kante 404 weist
die Tragfläche 402 Landeklappen 400, 401 auf,
die als Auftriebshilfe ausfahrbar von einem Landeklappenträger gestützt werden.
Der Landeklappenträger selbst
ist von einer Verkleidung 100 umgeben und in der Darstellung
von 1A nicht gezeigt. Die Landeklappenträgerverkleidung 100 erstreckt
sich wesentlich in Flugrichtung entlang eines Teils der Unterseite der
Tragfläche 402,
im vorliegenden Fall z. B. von etwa der Mitte der Tragfläche 402 bis
zur ihrer Hinterkante 404 oder geringfügig über diese hinaus.
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Ebenfalls
an der Unterseite der Tragfläche 402 in
der Nähe
der Landeklappenträgerverkleidung 100 befestigt
ist eine Triebwerksaufhängung 116,
die ein Strahltriebwerk 112 des Flugzeugs 118 trägt. Im Betrieb
stößt das Strahltriebwerk 112 einen
Antriebsstrahl 114 entgegen der Flugrichtung aus, dessen Querschnitt
und Richtung vom Betriebszustand des Flugzeugs 118 abhängen. Die
gestrichelte Linie in 1A markiert grob schematisch
einen Querschnitt des Antriebsstrahls 114 im Bereich der
Hinterkante 404 der Tragfläche bei Betrieb des Strahltriebwerks 112 am
Boden, z. B. im Stillstand oder während der Beschleunigung am
Boden beim Start. In diesem Betriebszustand ist der Antriebsstrahl 114 durch
Einwirkung des Bodens nach außen
abgelenkt, wobei die Landeklappenverkleidung 100 teilweise
in den Antriebsstrahl 114 eintaucht, in verstärktem Maße dann, wenn
zum Ausfahren der Landeklappen 400, 401 die Verkleidung 100 des
Landeklappenträgers
noch weiter als gezeigt nach unten abgesenkt ist.
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In
der vorliegenden Ausführungsform
ist rein beispielhaft die Landeklappenträgerverkleidung 100 in
wesentlich gleicher Entfernung vom Flugzeugrumpf 120 wie
die Triebwerksaufhängung 116 angeordnet.
Die Triebwerksaufhängung 116 kann
z. B. eine Triebwerksaufhängungsverkleidung
umfassen, die in die Verkleidung 100 des Landeklappenträgers übergeht.
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An
der Außenfläche 106 der
Landeklappenträgerverkleidung 100 ist
an der dem Strahl 114 zugewandten Seite, d. h. in diesem
Fall der Bordinnenseite, von der der nach außen abgelenkte Strahl die Verkleidung 100 trifft,
ein Strake 104 befestigt, der längs der Außenfläche 106 der Verkleidung 100 in Flugrichtung
verläuft
und an seinem dem Betrachter zugekehrten Ende in einer etwa senkrecht
auf der Außenfläche 106 stehenden
hinteren Kante 206 abschließt. Der Strake 104 verläuft in einer
Ebene, die mit der Richtung vertikal nach unten 108 einen
Winkel γ von
ca. 40° bildet
und auf der Außenfläche 106 der
Verkleidung wesentlich senkrecht steht. In Bezug auf eine Längsachse 122 der
Verkleidung 100 verläuft
die Ebene des Strakes 104 wesentlich radial.
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1B zeigt
eine alternative Ausführungsform,
bei der beispielhaft die Landeklappenträgerverkleidung 100 gegenüber der
Triebwerksaufhängung 116 in
Richtung der Bordinnenseite, d. h. zum Rumpf 120 hin versetzt
angeordnet ist. Hierbei wird angenommen, dass Landeklappenträgerverkleidung 100 und
Triebwerksaufhängung 116 um
eine solche Distanz zueinander versetzt sind, dass der Antriebsstrahl 114 bei
Betrieb des Strahltriebwerks 112 am Boden und Ablenkung
des Strahls 114 nach außen aufgrund der Aufweitung
des Strahls 114 von der Bordaußenseite her auf die Verkleidung 100 trifft.
An der Außenfläche 106 der
Landeklappenträgerverkleidung 100 ist
an der dem Strahl 114 zugewandten Seite, d. h. in diesem
Fall der Bordaußenseite,
ein Strake 104 befestigt.
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4 zeigt
eine perspektivische Ansicht eines hinteren Abschnitts einer Landeklappenträgerverkleidung 100 gemäß einer
weiteren Ausführungsform,
die auf der Verkleidung des am weitesten außen liegenden Landeklappenträgers des
Airbus A380 basiert. Bei diesem Flugzeugtyp befindet sich das äußerste Triebwerk
in gleichem Abstand vom Flugzeugrumpf wie die gezeigte Landeklappenträgerverkleidung 100.
An der Bordinnenseite, auf die der Blick des Betrachters von 4 fällt, wurde
ein Strake 104 angefügt,
der sich über
eine Länge
von 3 m entlang der Außenwand 106 der
Verkleidung erstreckt, auf dieser senkrecht steht und einen Winkel γ = 20° mit der
vertikal nach unten weisenden Richtung bildet. Die Landeklappe 400 ist
in einem abgesenkten Zustand gezeigt, in welchem die Verkleidung 100 bei
Betrieb des Triebwerks in dessen Antriebsstrahl taucht.
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Weiterhin
gezeigt in 4 sind Flusslinien 410,
die mit einem in der Strömungsmechanik üblichen
hybriden Navier-Stokes-Verfahren
numerisch berechnet wurden, um den aerodynamischen Fluss um die
Verkleidung 100 in der gezeigten Stellung bei vollem Schub
des Triebwerks am Boden zu simulieren. Eine erste Gruppe 414 von
Flusslinien zeigt eine Strömung
an der Bodenwand der Verkleidung 100 an, die im Wesentlichen
entlang dem Strake 104 in der Flugrichtung bis zum hinteren
Ende 406 der Verkleidung 100 geführt wird.
Eine zweite Gruppe 412 von Flusslinien zeigt eine Strömung an
der Bordinnenseitenwand der Verkleidung 100 an, die ebenfalls im
Wesentlichen entlang dem Strake 104 in der Flugrichtung
bis zum hinteren Ende 406 der Verkleidung 100 geführt wird,
wo sie sich mit der Strömung
der ersten Gruppe 414 vereinigt. Es liegt eine stabile Strömung ohne
Vibrationen verursachende Oszillationen vor. Zudem erzeugt der gezeigte
Strömungsverlauf über den
Strake 104 eine zur Bordinnenseite (zum Betrachter) gerichtete
Vorspannung der Verkleidung 100, die unabhängig vom
Vorhandensein von Oszillationen verhindert, das Material der Verkleidung 100 abwechselnd
auf Druck und Zug zu belasten, und so Materialermüdung vorbeugt.
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5 zeigt
eine Unteransicht des Abschnitts der Verkleidung aus 4,
mit dem simuliertem Strömungsverlauf
der Simulation aus 4. Deutlich ist der Verlauf
des Strakes 104 zu erkennen, dessen Hinterkante 206 an
seinem hinteren Ende 204 höher ausgebildet ist als die
Vorderkante am vorderen Ende 200 desselben.
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6 und 7 zeigen
zum Vergleich einen hinteren Abschnitt einer herkömmlichen
Landeklappenverkleidung, mit simuliertem Strömungsverlauf nach demselben
Verfahren wie in 4 und 5. Die gezeigte
Konfiguration entspricht der herkömmlichen Verkleidung des am
weitesten außen
liegenden Landeklappenträ gers
des Airbus A380.
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Die
erste Gruppe 414 von Flusslinien, welche an der Bodenwand
der Verkleidung entlang strömt,
weist eine erheblichen Anteil von Flusslinien mit nach oben, in
Richtung der Seitenwand der Verkleidung 100 gerichteter
Komponente auf. Ebenso weist die zweite Gruppe 412 von
Flusslinien, welche an der Seitenwand der Verkleidung 100 entlang strömt, einen
erheblichen Anteil von Flusslinien mit nach unten, zur Bodenwand
hin gerichteter Komponente auf. Die durch die erste 414 und
zweite 412 Gruppe gebildeten Flussfelder begegnen sich
im Bereich des zum Bordinneren liegenden Radius der Verkleidung 100,
wo sie ein instabiles Wirbelsystem bilden, das entsprechend der
vom Gasstrom des Antriebsstrahls vorgegebenen lokalen Druckverteilung um
den Boden- und Seitenwand der Verkleidung 100 verbindenden
Radius tanzt. Das instabile Wirbelsystem führt zu einer oszillierenden
Druckverteilung an der Oberfläche
der Verkleidung, die Material schädigende Vibrationen verursacht.
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2 zeigt
eine schematische perspektivische Ansicht eines Strakes einer Verkleidung
gemäß einer
Ausführungsform,
z. B. der Ausführungsform aus 1. Der Strake 104 weist ein rechteckförmiges Querschnittsprofil
der Dicke D und einer rechteckförmigen
Oberkante 208 auf. Eine Unterkante 210 ist dem
Konturverlauf der Außenfläche der
Landeklappenträgerverkleidung
angepasst. Am vorderen Ende 200 beginnt der Strake mit
einer zur Außenfläche der
Verkleidung wesentlich senkrecht stehenden Vorderkante 202 der
Höhe H1,
verläuft
entlang der Oberkante 208 über seine Länge in Form eines Splines,
der an einer von beiden Enden beabstandeten Stelle eine maximale
Höhe H3
erreicht, und schließt
am hinteren Ende 204 des Strakes mit einer ebenfalls wesentlich
auf der Außenfläche der
Verkleidung 100 senkrecht stehenden Hinterkante der Höhe H2 ab.
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3 zeigt
simulierte Funktionskurven von Druckverläufen an unterschiedlich geformten
Strakes, die alle der anhand von 2 beschriebenen Grundform
entsprechen, wobei für
die Dicke D stets 3 mm, für
die Höhe
H1 stets 1 cm, und für
die Höhe H2
stets 15 cm angenommen wurden. Der Simulation wurde abgesehen von
der Form des Strakes jeweils eine Konfiguration wie in 4 bis 7 gezeigt
zugrunde gelegt.
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Den
Kurven 311 bis 313 entspricht jeweils ein Strake
der Länge
L = 300 cm, wobei die Längenkoordinaten
entlang der waagerechten Achse 304 den Abstand vom Zentrum
des aerodynamischen Systems des Flugzeugs bezeichnen. Bei Kurve 311 bildet
der Strake mit der Vertikalen nach unten einen Winkel von γ = 0°, bei Kurve 312 einen
Winkel von γ =
30° und
bei Kurve 312 einen Winkel von γ = 20°. Jede Kurve gibt entlang der
vertikalen Achse 302 den Druckverlauf am Strake an den
jeweiligen Längenkoordinaten
an, wobei der Atmosphärendruck 300 am Boden
gesondert markiert wurde.
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Bei
den Kurven 314 bis 316 wurde ein Strake der Länge L =
203 cm angenommen, der zudem wie aus den Längenkoordinaten ersichtlich
weiter zum hinteren Ende der Verkleidung angeordnet ist. Bei Kurve 314 bildet
der Strake mit der Vertikalen nach unten einen Winkel von γ = 0°, bei Kurve 315 einen Winkel
von γ =
20° und
bei Kurve 316 einen Winkel von γ = 40°. Einen besonders günstigen
Druckverlauf zeigt Kurve 313, bei welcher der Druck über die
Länge des
Strakes sanft variiert und die Line des Atmosphärendrucks 300 nicht überschritten
wird, so dass der Strake und die Verkleidung nicht wechselnden Druck- und Zugspannungen
ausgesetzt werden.
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Ein
derartiger Strake kann z. B. aus einem Verbundmaterial hergestellt
und mittels in die Außenwand
der Verkleidung eingebundener Befestigungselemente mit dieser verbunden
werden.
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Obwohl
die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele
vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern
auf vielfältige
Weise modifizierbar.
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Beispielsweise
kann die Erfindung auch auf andere Arten von Auftriebshilfen als
Landeklappenträgerverkleidungen
angewandt werden, ebenso wie auf Nutzlasten u. ä., die unterhalb der Tragflächen oder
an sonstigen, dem Antriebsstrahl eines Strahltriebwerks zugänglichen
Orten angebracht sind.
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- 100
- Landeklappenträgerverkleidung
- 101
- Längsachse
der Verkleidung
- 102
- Landeklappenträger
- 104
- Strake
- 106
- Außenfläche
- 108
- Richtung
vertikal nach unten
- 110
- Querprofil
- 112
- Strahltriebwerk
- 114
- Strahl
- 116
- Triebwerkaufhängungsverkleidung
- 118
- Flugzeug
- 120
- Flugzeugrumpf
- 200
- Vorderes
Ende des Strakes
- 202
- Vorderkante
- 204
- Hinteres
Ende des Strakes
- 206
- Hinterkante
- 208
- Oberkante
- 210
- Unterkante
- 300
- Atmosphärendruck
- 302
- Simulierter
Druckverlauf
- 304
- x-Koordinate
des Aerodynamischen Systems
- 311–316
- Druckverteilungskurve
- 400,
401
- Landeklappe
- 402
- Tragfläche
- 404
- Hinterkante
der Tragfläche
- 406
- Hinteres
Ende der Verkleidung
- 410
- Flusslinien
- 412
- Fluss
an Seitenwand
- 414
- Fluss
an Bodenwand
- D
- Dicke
des Strakes
- H1
- Höhe an der
Vorderkante
- H2
- Höhe an der
Hinterkante
- H3
- Maximalhöhe
- γ
- Winkel
zur Senkrechten nach unten