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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Verkleidung für eine Auftriebshilfe für ein Flugzeug, insbesondere für einen Landeklappentrager 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 Landeklappentragerverkleidungen strahlgetriebener Verkehrsflugzeuge naher erlautert.
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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 Tragflachen angeordneten Landeklappentragern geführt. Um wahrend 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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Die
US 3 744 745 beschreibt ein auf einem Triebwerksrumpf eines flügelmontierten Flugzeugtriebwerks angebrachtes Schaufelpaar zur Strömungsablenkung.
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Die
US 4 540 143 beschreibt eine Nachlaufsteuervorrichtung an einer Triebwerksgondel-Flügel-Kombination zum Steuern des turbulenten Nachlaufs, welcher am oberen Frontlippenabschnitt der Triebwerksgondel entsteht.
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Die
US 4 712 750 beschreibt eine Temperatursteuerungseinrichtung für den Abgasstrahl eines Triebwerks mit einem Deflektor, der an der Unterkante der mit der Triebwerksgondel assoziierten Struktur angebracht ist.
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Die
FR 2 905 930 beschreibt eine Wirbelerzeugungsvorrichtung am Masten einer Triebwerksgondel zur Reduzierung des mit heißer Abgasluft beaufschlagten Mastenabschnitts.
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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 Außenfläche der Verkleidung keine signifikanten oszillierenden Druckschwankungen und damit keine schadigende 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 Nulldurchgange zeigt, sodass Verkleidung und Strake besonders schonend nur in einer Richtung belastet werden.
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Gemaß 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 Außenflache der Verkleidung verläuft. Hierdurch wird eine kontrollierte Anströmung der Vorderkante bzw. ein kontrollierter Stromungsabriss von der Hinterkante bewirkt.
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Gemaß einer bevorzugten Weiterbildung weist der Strake an seinem vorderen Ende eine geringere Höhe auf als an seinem hinteren Ende. Vorzugsweise betragt die Höhe des Strakes an seinem vorderen Ende eine Hohe 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 Hohe 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 Hohe 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 ermoglicht 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 wahrend einer Betriebsphase des Flugzeugs zumindest teilweise in einen Strahl des Strahltriebwerks eintaucht. Auf diese Weise konnen 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 Ausfuhrungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erlautert.
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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 gemaß 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 gemaß einer Ausfuhrungsform, 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 Stromungsverlauf; 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 uberein. 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 Landeklappentragerverkleidung 100 erstreckt sich wesentlich in Flugrichtung entlang eines Teils der Unterseite der Tragfläche 402, im vorliegenden Fall z. B. von etwa der Mitte der Tragflache 402 bis zur ihrer Hinterkante 404 oder geringfugig uber diese hinaus.
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Ebenfalls an der Unterseite der Tragfläche 402 in der Nähe der Landeklappentragerverkleidung 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 wahrend 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 verstarktem 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 Landeklappentragerverkleidung 100 in wesentlich gleicher Entfernung vom Flugzeugrumpf 120 wie die Triebwerksaufhängung 116 angeordnet. Die Triebwerksaufhangung 116 kann z. B. eine Triebwerksaufhängungsverkleidung umfassen, die in die Verkleidung 100 des Landeklappentragers übergeht.
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An der Außenflache 106 der Landeklappentragerverkleidung 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 verlauft und an seinem dem Betrachter zugekehrten Ende in einer etwa senkrecht auf der Außenflache 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 Landeklappentragerverkleidung 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 Landeklappentragerverkleidung 100 gemaß 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 fallt, wurde ein Strake 104 angefugt, der sich uber eine Lange 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 Stromung 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 Befuhrt wird, wo sie sich mit der Strömung der ersten Gruppe 414 vereinigt. Es liegt eine stabile Stromung ohne Vibrationen verursachende Oszillationen vor. Zudem erzeugt der gezeigte Stromungsverlauf uber den Strake 104 eine zur Bordinnenseite (zum Betrachter) gerichtete Vorspannung der Verkleidung 100, die unabhangig 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 Stromungsverlauf nach demselben Verfahren wie in 4 und 5. Die gezeigte Konfiguration entspricht der herkömmlichen Verkleidung des am weitesten außen liegenden Landeklappenträgers 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 Außenflache der Landeklappenträgerverkleidung angepasst. Am vorderen Ende 200 beginnt der Strake mit einer zur Außenflache der Verkleidung wesentlich senkrecht stehenden Vorderkante 202 der Höhe H1, verlauft entlang der Oberkante 208 uber seine Lange in Form eines Splines, der an einer von beiden Enden beabstandeten Stelle eine maximale Hohe H3 erreicht, und schließt am hinteren Ende 204 des Strakes mit einer ebenfalls wesentlich auf der Außenflache der Verkleidung 100 senkrecht stehenden Hinterkante der Höhe H2 ab.
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3 zeigt simulierte Funktionskurven von Druckverlaufen an unterschiedlich geformten Strakes, die alle der anhand von
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2 beschriebenen Grundform entsprechen, wobei für die Dicke D stets 3 mm, für die Hohe 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 Lange 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 Langenkoordinaten an, wobei der Atmospharendruck 300 am Boden gesondert markiert wurde.
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Bei den Kurven 314 bis 316 wurde ein Strake der Lange L = 203 cm angenommen, der zudem wie aus den Langenkoordinaten 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 Lange 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 Landeklappentragerverkleidungen angewandt werden, ebenso wie auf Nutzlasten u. a., die unterhalb der Tragflachen oder an sonstigen, dem Antriebsstrahl eines Strahltriebwerks zuganglichen Orten angebracht sind.
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Bezugszeichenliste
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- 100
- Landeklappenträgerverkleidung
- 101
- Längsachse der Verkleidung
- 102
- Landeklappenträger
- 104
- Strake
- 106
- Außenflache
- 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
- Atmospharendruck
- 302
- Simulierter Druckverlauf
- 304
- x-Koordinate des Aerodynamischen Systems
- 311–316
- Druckverteilungskurve
- 400, 401
- Landeklappe
- 402
- Tragflache
- 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
