DE102009050747A1

DE102009050747A1 - Flugzeug mit mindestens zwei Seitenleitwerken in nicht zentraler Anordnung

Info

Publication number: DE102009050747A1
Application number: DE102009050747A
Authority: DE
Inventors: Malte Schwarze; Andreas Westenberger
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2009-10-27
Filing date: 2009-10-27
Publication date: 2011-04-28
Also published as: US8439302B2; US20110095128A1

Abstract

Ein Flugzeug (2) weist mindestens zwei Seitenleitwerke (10) in nicht zentraler Anordnung auf, wobei die Seitenleitwerke (10) ein Profil aufweisen und fest an dem Flugzeug (2) angeordnet sind. Das Profil ist derart angestellt, dass eine Anströmung unter einem positiven geometrischen Anstellwinkel (α) vorliegt und das Profil somit eine Auftriebskraft erzeugt, die eine in Flugrichtung (18) weisende Komponente aufweist. Dadurch kann ein Teil des Widerstands des Flugzeugs kompensiert werden.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit mindestens zwei Seitenleitwerken in nicht zentraler Anordnung sowie die Verwendung eines Seitenleitwerks in nicht zentraler Anordnung.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Die aerodynamische Umströmung eines Tragflügels mit endlicher Spannweite führt zum Ausbilden eines dreidimensionalen Strömungsbildes, bei dem Stromlinien auf einer Oberseite des Flügels eine Ablenkung in Richtung des Rumpfes, d. h. nach innen, erfahren und auf einer Unterseite des Tragflügels nach außen, zur Flügelspitze hin. Die Ausprägung dieses Effekts ist abhängig von einer spannweitigen Zirkulationsverteilung. Ein großer Gradient in dieser Zirkulationsverteilung führt in lokalen Spannweitenschnitten dazu, dass sich ein sog. freier Wirbel im Nachlauf der Tragfläche in Tiefenrichtung ausbildet. Im Allgemeinen orientiert sich die spannweitige Zirkulationsverteilung am Optimum der elliptischen Auftriebsverteilung, die zu dem geringsten induzierten Widerstand führt. Dies bringt mit sich, dass der Gradient der spannweitigen Zirkulation zu den Flügelspitzen hin zunimmt und dort die Ablenkung der Stromlinien sowie das Ausbilden von freien Wirbeln nach der Traglinientheorie am größten ist, welche auf das Strömungsbild zurückwirken und für eine Ablenkung der Stromlinien sorgen. Aber auch bei andersartiger Zirkulationsverteilung führt der Druckausgleich an den Tragflügelspitzen letztendlich dazu, dass dort das dreidimensionale Strömungsbild am ausgeprägtesten ist.
Um diesen Effekt zu mindern und damit den induzierten Widerstand des Flugzeugs zu verringern, werden bei vielen Verkehrsflugzeugen speziell geformte Flügelenden (auch „Winglets” genannt) an den Tragflügelspitzen angeordnet. Im Wesentlichen tragen die Winglets dazu bei, eine Umströmung der Tragflügelspitzen zu reduzieren und durch eine geeignete Formgebung eine Schubkomponente zu erzeugen.
Neben relativ klassischen Verkehrsflugzeugen mit klar voneinander separiertem Rumpf und Tragflächen existiert das Konzept eines bestimmten Nurflügelflugzeugs, das auch „Blended Wing Body” oder abgekürzt BWB genannt wird. Dort bilden ein Rumpf und Tragflächen eine kontinuierliche und harmonische Form, die insgesamt als Einheit den für den Flug erforderlichen Auftrieb erzeugt. Eingehende Untersuchungen an unterschiedlichen Blended-Wing-Body-Konfigurationen für den angewandten Einsatz als Passagierflugzeuge haben gezeigt, dass trotz der Nachteile von zusätzlichen in der Umströmung angeordneten Körpern in Form von Leitwerksflächen zur Gewährleistung der Seitenleitwerksfunktion nicht verzichtet werden kann. Ohne Seitenleitwerke wäre keine ausreichende Richtungsstabilität im Flug und insbesondere auch bei einem Ausfall eines Triebwerks während des Startvorgangs gegeben.
Seitenleitwerke sind bei Flugzeugen in Blended-Wing-Body-Konfiguration notwendig. Hier wäre möglich, zwei Seitenleitwerke in einer nicht-zentralen Anordnung an einem zentralen Rumpfkörper anzubringen. Andererseits könnte es auch möglich sein, die Seitenleitwerke in entsprechend dimensionierte Winglets zu integrieren. Die Seitenleitwerke sind bevorzugt spiegelsymmetrisch zueinander und beabstandet voneinander auf einer Oberseite des Flugzeugs angeordnet.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Bestehende Seitenleitwerke in nicht zentraler Anordnung werden nach dem Stand der Technik kräftefrei ausgelegt. Dies bedeutet, dass bei üblicherweise vollständig symmetrischer Profilierung der Seitenleitwerke deren sämtliche Profilsehnen tangential zur lokalen Anströmung stehen und sämtliche lokalen geometrischen Anstellwinkel auf die Seitenleitwerke Null sind. In der lokalen Profilebene und am Leitwerk ergibt sich dadurch ausschließlich ein zusätzlicher aerodynamischer Widerstand, der den Widerstand der Gesamtkonfiguration erhöht und die aerodynamische Güte in Form der Gleitzahl senkt.
Es könnte demnach ein Bedarf an einem Flugzeug bzw. einer Konfiguration eines Flugzeugs mit Seitenleitwerken in nicht zentraler Anordnung bestehen, bei dem die aerodynamische Güte und die Gleitzahl möglichst hoch sind und der durch die Seitenleitwerke verursachte aerodynamische Widerstand auf ein geringstmögliches Maß reduziert werden kann.
Es könnte weiterhin ein Bedarf bestehen, ein bereits vorhandenes Flugzeug aus dem Stand der Technik mit Seitenleitwerken in nicht zentraler Anordnung modifizieren zu können, so dass dessen aerodynamischer Widerstand ohne größeren Aufwand reduziert werden kann.
Der Bedarf könnte durch ein Flugzeug gemäß den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1 gedeckt werden. Vorteilhafte Weiterbildungen sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
Erfindungsgemäß werden die an dem Flugzeug angebrachten Seitenleitwerke in nicht zentraler Anordnung derart gestaltet, positioniert und ausgerichtet, dass sie zusätzlich zu der eigentlich zu bewerkstelligenden Steuerungsfunktion auch eine in Flugrichtung wirkende Kraft erzeugen, die dem Widerstand des Flugzeugs entgegenwirkt und diesen dadurch zumindest teilweise kompensiert.
Im vorliegenden Dokument wird der Winkel zwischen einer Nullauftriebsrichtung eines Profils und der Anströmung als „geometrischer Anstellwinkel” definiert. Eine Anströmung unter einem geometrischen Anstellwinkel von 0° bedeutet gleichermaßen, dass von dem Profil in diesem Strömungszustand kein Auftrieb erzeugt wird. Hierzu zeigt 1 eine Übersicht gängiger Anstellwinkeldefinitionen eines Profils 1 mit einer Profilsehne 3, einer Nullauftriebsrichtung 5, einer lokalen Anströmrichtung 7 und einer ungestörten Anströmrichtung 9. Der Winkel α_g zwischen der ungestörten Anströmrichtung 9 und der Nullauftriebsrichtung 5 bezeichnet dabei den geometrischen Anstellwinkel.
An dieser Stelle sei jedoch zunächst auf die Wirkungsweise von Winglets hingewiesen, die einen ähnlichen Effekt auf den Gesamtwiderstand des Flugzeugs haben und deren Wirkungsweise den Kerngedanken der Erfindung besser verdeutlicht: Wie vorangehend geschildert, sind Winglets in einem ausgeprägten dreidimensionalen Strömungsfeld an Tragflügelspitzen angebracht, wo sie sich die lokale Anströmungsrichtung zunutze machen können. Diese weist zusätzlich zur Anströmung in x-Richtung, d. h. in Längsrichtung des Flugzeugs, auch eine y-Komponente in Spannweitenrichtung auf, die auf der Oberseite des Tragflügels von außen nach innen orientiert ist und grob von der Tragflügelspitze in Richtung des Flugzeugsrumpfs verläuft. Durch eine entsprechende Einstellung der Winglets, insbesondere des Anstellwinkels, gegenüber dieser gekrümmten Anströmung gepaart mit eigener angepasster Profilierung kann das Winglet aerodynamisch so gestaltet werden, dass sich am Winglet eine Auftriebskraft ergibt. Eine durch ein Profil entstehende Auftriebskraft steht senkrecht zu der Anströmung des jeweiligen Profils.
Wenn das Profil im Profilschnitt durch eine zusätzliche y-Komponente, d. h. quer zur Flugzeuglängsrichtung, angeströmt wird, kann eine Kraftkomponente nach vorne erreicht werden. Im Bereich der Winglets, also an den Tragflügelspitzen, ist diese Anströmung gegeben, so dass bei entsprechender Auslegung eine nach vorne in Flugrichtung gerichtete Kraftkomponente entstehen kann. Diese führt dazu, da sie dem Widerstand entgegengerichtet ist, den für die Flugzeugkonfiguration gesamt gebildeten Widerstand insgesamt herabzusetzen.
Diese widerstandsarme Auslegung des Flugzeugs mit Winglets führt zu besseren Flugleistungen, d. h. zu einer verbesserten Steigrate, einem größeren Steigwinkel und einer höheren Reichweite und damit zu einem effektiven Betrieb, besonders hinsichtlich von Kraftstoffeinsparungen. Übliche Erfahrungswerte aus der Praxis haben eine Treibstoffersparnis von bis zu 5% bei insgesamt verbesserten Flugleistungen und Flugeigenschaften ergeben.
Die Erzeugung einer vorwärts gerichteten Kraft wird erfindungsgemäß durch nicht zentral angeordnete Seitenleitwerke eines Flugzeugs realisiert. Die Ausführung der Erfindung wird an der Konfiguration eines Blended-Wing-Body detailliert beschrieben, wenngleich sie auch auf sämtliche anderen Flugzeugkonfigurationen übertragen werden kann, die mindestens zwei Seitenleitwerke in nicht zentraler Anordnung aufweisen.
Gemäß einem ersten Aspekt der vorliegenden Erfindung werden die Seitenleitwerke des Flugzeugs derart gestaltet und ausgerichtet, dass sie mit einer Anströmung beaufschlagt werden, die relativ zu dem Profilschnitt des Seitenleitwerks eine seitwärts gerichtete Komponente aufweist und dadurch eine Auftriebskraft an dem jeweiligen Seitenleitwerk erzeugt, die eine in Längs-Richtung des Flugzeugs verlaufende Komponente besitzt und dadurch dem Widerstand des Flugzeugs entgegenwirkt. Die Seitenleitwerke des Flugzeugs erzeugen dementsprechend zusätzlich eine Schubkraft, die einen Teil des Widerstands kompensiert.
Neben der in x-Richtung des Flugzeugs auftretenden Schubkraft eines Seitenleitwerks besteht auch eine quer zur Flugrichtung wirkende Komponente. Bei einer paarweisen, spiegelsymmetrischen Anordnung von zwei Seitenleitwerksflächen in nicht zentraler Anordnung mit gleichen Strömungsverhältnissen würden sich hier jedoch derartige Seitenkräfte im Sinne eines Kräftegleichgewichts genau gegenseitig aufheben.
Ein wesentliches Kennzeichen des erfindungsgemäßen Flugzeugs liegt darin, dass die charakteristische Anströmbedingung aus x- und y-Komponente am Integrationsort des jeweiligen Seitenleitwerks durch die erfindungsgemäße Auslegung des Seitenleitwerks zum Vorteil der Gesamtkonfiguration genutzt werden kann. Dabei werden die Seitenleitwerke abweichend zum Stand der Technik nicht kräftefrei ausgelegt, sondern bewusst mit einer Kraft beaufschlagt, die auch eine Komponente in Flugrichtung aufweist und den Widerstand der gesamten Konfiguration vermindert.
Dieser erfindungsgemäße Effekt kann mindestens durch die drei nachfolgend genannten Gestaltungsweisen erzeugt werden. Zum einen könnte die Auftriebskraft des Seitenleitwerks im Profilschnitt mit einer geeigneten Anstellung des Profils gegenüber der Anströmung erreicht werden. Weiterhin besteht die Möglichkeit, durch eine bestimmte Profilwölbung eine in Flugrichtung wirkende Auftriebskomponente am Seitenleitwerk zu erzeugen. Eine Erhöhung der effektiven Wölbung im Profilschnitt kann allerdings auch durch einen Ausschlag eines Seitenruders erreicht werden, das am Seitenleitwerk angeordnet ist. Letztendlich lässt sich die Auftriebskraft im Profilschnitt der Seitenleitwerke nicht nur durch eine der drei Möglichkeiten sondern auch durch eine geeignete Kombination aus den drei Möglichkeiten erreichen.
Den drei Möglichkeiten gemeinsam ist der lokale Anstellwinkel in Bezug auf die auf der Flugzeugoberseite verlaufende Anströmung. Dementsprechend ist erfindungsgemäß ein Flugzeug mit mindestens zwei nicht zentral angeordneten Seitenleitwerken ausgestattet, so dass zumindest bereichsweise ein Anstellwinkel α zwischen der lokalen Anströmung und der Nullanströmungsrichtung eines Seitenleitwerksabschnittes (der geometrische Anstellwinkel) vorliegt, der größer als 0° ist und die Seitenleitwerksflächen so angestellt sind, dass sie eine in Flugrichtung gerichtete Kraftkomponente erzeugen. Durch diese Merkmalskombination wird eine Auftriebskraft an dem Seitenleitwerk erzeugt, die eine in Flugzeuglängsrichtung wirkende Komponente aufweist.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs weist das Profil der Seitenleitwerke zumindest abschnittsweise eine Krümmung auf, so dass die Wölbung des Profils gegenüber symmetrischen Profilen erhöht und dadurch die erfindungsgemäße Erzeugung von Schubkraft ermöglicht wird. Hierfür eignen sich schlanke Profile, die einen relativ niedrigen Widerstand erzeugen, aber dennoch zu einer Schubkraft des Flugzeugs beitragen können. Dieses Profil ist abhängig von dem Geschwindigkeitsbereich des betreffenden Flugzeugs, so dass an dieser Stelle keine abschließende Empfehlung getroffen werden kann. Der einschlägige Fachmann kennt aus der Literatur geeignete Profilformen, die für jeweilige Reisefluggeschwindigkeiten, Reynolds-Zahlen und Flughöhen auszuwählen sind.
In einer ebenso vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist eine Regeleinheit vorhanden, die dazu eingerichtet ist, mindestens ein Seitenruder an den mindestens zwei Seitenleitwerken derart anzusteuern, dass das Seitenruder einen vorbestimmten Relativwinkel zu dem Seitenleitwerk einnehmen kann. Die Regeleinheit könnte ferner dazu eingerichtet, abhängig von der jeweiligen Flugphase, Geschwindigkeit und Höhe den Winkel des Seitenruders derart einzustellen, dass sich daraus eine Wölbung des Seitenleitwerks ergibt, die einen geometrischen Anstellwinkel zur lokal vorliegenden Anströmung gemäß den vorgenannten Merkmalen erwirkt. Dies hat den besonderen Vorteil, dass bei beispielsweise bereits vorhandenen Flugzeugen keine größeren baulichen Veränderungen durchgeführt werden müssen, um von den erfindungsgemäßen Prinzipien profitieren zu können. Weist beispielsweise ein bereits vorhandenes Flugzeug zwei oder mehr Seitenleitwerke in nicht zentraler Anordnung auf, die jeweils mit einem Seitenruder ausgestattet sind, so könnte das jeweilige Profil des betreffenden Seitenleitwerks derart geändert werden, dass ein lokaler geometrischer Anstellwinkel zur lokal vorliegenden Strömung des jeweiligen Seitenleitwerks nach den vorangehend genannten erfindungsgemäßen Merkmalen vorliegt.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist das Seitenleitwerk derart gestaltet, dass der lokale geometrische Anstellwinkel mit zunehmender Höhe des Seitenleitwerks abnimmt. Dies ist besonders sinnvoll, denn die Ablenkung der Stromlinien zur Flugzeugmitte nimmt mit zunehmender Leitwerkshöhe ab. Aus diesem Grunde ist es sinnvoll, hierauf mit einer schwächer werdenden Profilierung und/oder mit einem geringer werdenden geometrischen Anstellwinkel zu reagieren, so dass dadurch der Profilwiderstand des Seitenleitwerks reduziert wird.
Die Auftriebserzeugung an den Seitenleitwerken führt auch zu einem zusätzlichen induzierten Widerstand. Das erfindungsgemäße Flugzeug muss daher in seiner Gesamtauslegung etwa durch eine geeignete Kombination von Anstellung, Profilwölbung, Seitenruderausschlag oder anderen Merkmalen so ausgeführt werden, dass die durch die Seitenleitwerke erzeugte Schubkomponente den zusätzlichen induzierten Widerstand der auftriebsbeaufschlagten Seitenleitwerke übersteigt, so dass sich ein Widerstandsvorteil für die Gesamtkonfiguration ergibt.
Bei Verwendung von Seitenrudern an den Seitenleitwerken kann ebenfalls auf diesen vorgenannten Effekt reagiert werden, sobald das Seitenruder mindestens zwei Segmente aufweist. So könnten die Seitenrudersegmente vom Rumpf ausgehend mit zunehmender Höhe des Seitenleitwerks um einen geringeren Betrag ausgeschlagen werden, so dass zumindest in Stufen der jeweilige lokale geometrische Anstellwinkel der lokalen Anströmung an dem jeweiligen Ort angepasst wird. Je mehr Seitenrudersegmente einbezogen werden können, desto besser erfolgt die Anpassung an die lokale Anströmungssituation.
In einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs sind genau zwei Seitenleitwerke vorhanden, die auf der Flugzeugoberseite derart angeordnet sind, dass die Profilsehne und die Flugzeuglängsachse einen Winkel von mehr als 0° einschließen und die der Flugrichtung abgewandte Kante des Seitenleitwerks näher zur Flugzeugmitte positioniert ist als die zur Flugrichtung gerichtete üblicherweise stärker profilierte Kante der Seitenleitwerke, wobei diese Anordnung auch mit dem englischen Begriff „toe out” bezeichnet wird.
Ferner kann der Bedarf auch durch die Verwendung zweier oder mehr Seitenleitwerke in nicht zentraler Anordnung zum Reduzieren des Widerstands eines Flugzeugs gedeckt werden.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele und den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbeziehungen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.
1 zeigt eine Übersicht über gängige Anstellwinkeldefinitionen an einem Profil.
2a und 2b zeigen eine spannweitige Zirkulationsverteilung bei einem Nurflügelflugzeug sowie die daraus resultierende Ausrichtung von Stromlinien.
3 zeigt in einer Draufsicht exemplarisch die Gestaltung und Ausrichtung von Seitenleitwerken eines erfindungsgemäßen Flugzeugs.
4a bis 4c zeigen unterschiedliche Varianten eines Seitenleitwerks eines erfindungsgemäßen Flugzeugs.
5 zeigt zwei Seitenleitwerke eines erfindungsgemäßen Flugzeugs mit angepasster Leitwerksgeometrie.
6 zeigt zwei Seitenleitwerke eines erfindungsgemäßen Flugzeugs mit segmentierten Seitenrudern.
DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMEN
2a zeigt eine Hälfte eines Flugzeugs 2 in Nurflügelkonfiguration, das eine Flugzeuglängsachse 4 aufweist. Das Flugzeug weist eine Frontseite 6 und eine Rückseite 8 auf. In dem Bereich der Rückseite 8 ist exemplarisch ein Seitenleitwerk 10 angeordnet, das von der Flugzeuglängsachse 4 beabstandet angeordnet ist. Anhand der Darstellung wird deutlich, dass das halb dargestellte Flugzeug 2 an der Flugzeuglängsache durch Spiegelung zu einem kompletten Flugzeug 2 ergänzt werden kann.
Auf der Oberfläche des Flugzeugs 2 ist eine Zirkulationsverteilung 12 anhand von Pfeilen dargestellt, wobei der Zirkulationsverlauf 12 einen Gradienten aufweist, der im Bereich einer Tragflügelspitze 14 sein Maximum erreicht.
Durch die gezeigte Zirkulationsverteilung 12 verläuft die Luftströmung über dem Flugzeug 2 nicht geradlinig, sondern die die Luftströmung repräsentierenden Stromlinien 16 verlaufen unter einer zur Flugzeuglängsachse 4 gerichteten Krümmung. Dabei nimmt die Krümmung nach außen zur Tragflügelspitze 14 hin zu, wobei der Effekt in 2b zur besseren Verdeutlichung etwas übertrieben dargestellt ist.
Erfindungsgemäß ist das Ziel, Seitenleitwerke 10 zu gestalten, die unter Berücksichtigung des gekrümmten Verlaufs der Stromlinien 16 eine Auftriebskraft erzeugen, die jeweils eine Komponente in Flugrichtung 18 hin aufweisen.
Dies könnte durch zwei Seitenleitwerke 20 realisiert werden, die in 3 spiegelsymmetrisch an einer Flugzeuglängsachse 4 voneinander beabstandet angeordnet sind. Der Einfachheit halber ist hier lediglich ein Profilschnitt der Seitenleitwerke 20 gezeigt. Erfindungsgemäß sind die Profilsehnen 22 der Seitenleitwerke 20 derart ausgerichtet, dass die lokal vorliegenden Stromlinien 24 derart auf die Seitenleitwerke 20 auftreffen, dass die Tangente der Stromlinien 24 einen Winkel größer als 0 Grad zu den Profilsehnen 22 einschließt. Aufgrund der nicht symmetrischen Anströmung entstehen an den Seitenleitwerken 20 Auftriebskräfte, die senkrecht zu den Profilsehnen 22 verlaufen. Dies ist durch den mit „A” gekennzeichneten Pfeil in 3 angedeutet. Diese Auftriebskraft lässt sich in zwei Komponenten zerlegen, nämlich in „A_x” und „A_y”, wobei A_x die Komponente des Auftriebs repräsentiert, die parallel zu der Flugzeuglängsachse 4 verläuft, und A_y die Komponente des Auftriebs A, die senkrecht zu der Flugzeuglängsachse 4 verläuft.
Bei geeigneter Wahl des Winkels der Profilsehnen 22 in Bezug auf die Flugzeuglängsachse 4 ist die Komponente A_x in Flugrichtung 18 gerichtet und bedeutet dementsprechend, dass ein Teil des Widerstands des Flugzeugs dadurch kompensiert werden kann. Sie kann als eine Schubkraft interpretiert werden.
In den 4a bis 4c werden unterschiedliche Ausgestaltungen von Seitenleitwerken 26, 28 und 30 gezeigt. In 4a wird die grundlegende Möglichkeit vorgestellt, durch Anpassen des Winkels zwischen der Profilsehne 22 und der Flugzeuglängsachse 4 die Stärke und Richtung des Auftriebs des Seitenleitwerks 26 und damit der in Flugrichtung wirkenden Schubkraft A_x zu bestimmen.
Grundsätzlich besteht bei einem erfindungsgemäßen Flugzeug auch sehr leicht die Möglichkeit, durch Anpassen der Wölbung des Profits des Seitenleitwerks 28 für vorbestimmte Reisefluggeschwindigkeiten eine optimale Anpassung der Widerstandsreduktion zu bewerkstelligen. Dem einschlägig tätigen Fachmann sind keine Grenzen in der Wahl des entsprechenden Profils des Seitenleitwerks 28 gesetzt. Vielmehr existiert eine Fülle von unterschiedlichen Profilquerschnitten in der Literatur, die für beliebige Reisefluggeschwindigkeiten, Reynolds-Zahlen und Flughöhen eine Reihe von Profilen vorschlagen kann. Es muss lediglich eine Abwägung zwischen einem zu erwartenden Strömungswiderstand des Seitenleitwerks 28 und der möglichen Schubkraft A_x getroffen werden.
Gleichzeitig existiert auch die in 4c gezeigte Möglichkeit, ein Seitenleitwerk 30, das ein Seitenruder 32 aufweist, so auszugestalten, dass durch Einstellen des Winkels zwischen Seitenruder 32 und Profilsehne 22 des Seitenruders 30 eine Wölbung entsteht, durch die eine Auftriebskraft erzeugt werden kann, die auch eine in Flugrichtung weisende Komponente A_x aufweist. Dies ist besonders dazu geeignet, bereits existierende Flugzeuge nachzurüsten, um den Gesamtwiderstand des Flugzeugs zu reduzieren. Heutige Militärhochleistungsflugzeuge wie etwa die F-14, F-15 oder F-18 verfügen über derart beschriebene, nicht zentral angeordnete Seitenleitwerksanordnung, wobei im Fall der F-15 sogar bereits segmentierte Seitenruder vorliegen, sowie über eine computergestützte Flugsteuerung. Eine softwaremäßige Nachrüstung mit den erfindungsgemäßen Merkmalen wäre recht einfach realisierbar. Die Realisierung der erfindungswesentlichen Merkmale könnte sich auf den Unterschallbereich beschränken, da hiermit eine Leistungsoptimierung ergeben könnte, während im Überschallbereich die Seitenrudersegmente in eine kräftefreie Nullauftriebsrichtung gebracht werden können, da dort eine Profilwölbung zwangsweise zu einem Mehrwiderstand führt. Die erfindungswesentlichen Merkmale könnten dementsprechend an die Flugphasen angepasst sein.
Die Darstellungen aus den 4a bis 4c zeigen jeweils nur ein einzelnes Seitenleitwerk 26 bis 30, das nicht zentral an dem betreffenden Flugzeug angeordnet ist. Die Erfindung ist jedoch nicht auf diese einzelnen Seitenleitwerke beschränkt. Vielmehr weist das erfindungsgemäße Flugzeug im einfachsten Fall zwei Seitenleitwerke 26 bis 30 auf, die spiegelsymmetrisch zu der Flugzeuglängsachse 4 angeordnet sind, so dass die Querkräfte A_y kompensiert werden können.
Generell besteht bei der Lösung aus 4c die Möglichkeit, bei einem bereits existierenden Flugzeug mit zwei Seitenleitwerken und daran angeordneten Seitenrudern 32 sowie einer elektronischen bzw. computergestützten Flugsteuerung durch eine Aktualisierung der Software einer entsprechenden Regelungseinheit, die mit den Seitenrudern 32 verbunden ist, eine Reduktion des Gesamtwiderstands des Flugzeugs durch den erfindungsgemäßen Kerngedanken zu erreichen. Bei dieser Aktualisierung würde beispielsweise ein „Neutralwinkel” bestimmt werden, um den beide Seitenruder 32 nach außen ausgelenkt werden müssten, um eine optimale Reduktion des Gesamtwiderstands des Flugzeugs zu erreichen.
Die in 2b gezeigte Krümmung der Stromlinien 16 nimmt mit dem Abstand zur Oberfläche des Flugzeugs kontinuierlich ab. Dies hat zur Folge, dass in ausreichend großer Höhe über dem Flugzeug ein paralleler, linearer Verlauf von Stromlinien 16 zu erwarten ist. In 5 werden zwei modifizierte Seitenleitwerke 34 gezeigt, deren Profilsehnen 36, 38 und 40 mit zunehmendem Abstand von der Oberfläche des Flugzeugs einen kleineren Winkel zu der Flugzeuglängsachse 4 einnehmen. Die Anzahl der Profilsehnen 36 bis 40 ist lediglich beispielhaft gewählt, für einen Fachmann ist klar, dass die Seitenruder 34 derart ausgestaltet sein können, dass der Verlauf zwischen einer untersten Profilsehne und einer obersten Profilsehne kontinuierlich erfolgen kann.
Die Änderung des Profilsehnenwinkels ist durch die schwächer werdende Krümmung der Stromlinien 16 zu begründen, so dass sich im jeweiligen Profilschnitt im Hinblick auf eine Abwägung zwischen der Auftriebskraftkomponente A_x und einem zusätzlichen induzierten Widerstand eine größtmögliche oder bestmöglich geeignete Auftriebskraftkomponente A_x in Flugrichtung 18 ergibt. Über die gesamte Höhe der Seitenleitwerke 34 können diese Kraftanteile aufsummiert werden, so dass sich dadurch eine Gesamtschubkraft ergibt, die widerstandsvermindernd auf die Gesamtkonfiguration des Flugzeugs wirkt. Dadurch wird eine höchstmögliche aerodynamische Güte der Konfiguration mit den entsprechenden Leistungsvorteilen erreicht.
Der in 5 gezeigte Zusammenhang kann auch durch eine kontinuierliche Wölbungsveränderung mit Hilfe von Seitenrudern erreicht werden, wie sie in 6 dargestellt ist. Hier sind zwei Seitenleitwerke 42 gezeigt, die jeweils mit drei Seitenrudersegmenten 44, 46 und 48 ausgestattet sind. Mit zunehmendem Abstand von der Flugzeugoberfläche nimmt der gewählte Seitenruderwinkel zu der jeweiligen Profilsehne ab. Dadurch kann auch hier eine besonders leichte Nachrüstung von bereits vorhandenen Flugzeugen erreicht werden, bei denen eine Seitenrudersegmentierung vorliegt.
Gleichermaßen wäre das Herstellen des Seitenleitwerks 42 relativ einfach, da keine verwundene Form gebildet werden muss und die Auslenkung der einzelnen Seitenrudersegmente 44 bis 48 sehr leicht über eine Software einer Flugregeleinheit eingestellt werden kann.
An dieser Stelle sei ausdrücklich darauf hingewiesen, dass sämtliche in den 2a bis 6 gezeigten Merkmale auch miteinander kombiniert werden können. So könnte beispielsweise ein Seitenruder ein nicht symmetrisches Profil aufweisen und gleichzeitig durch eine entsprechende Ansteuerung eines Seitenruders eine weitere Verbesserung der Widerstandsreduktion hervorrufen. Gleichzeitig könnte auch ein der Höhe nach verwundenes Seitenleitwerk einzelne gewölbte Profilquerschnitte aufweisen und zusätzlich dazu auch ein segmentiertes Seitenruder, das zusätzlich ein unterschiedliches Auslenken von Seitenrudersegmenten der Höhe nach ermöglicht.
Ergänzend sei darauf hinzuweisen, dass „aufweisend” keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „ein” oder „eine” keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.
Bezugszeichenliste

1: Profil
2: Flugzeug
3: Profilsehne
4: Flugzeuglängsachse
5: Nullauftriebsrichtung
6: Vorderseite
7: lokale Anströmrichtung
8: Rückseite
9: ungestörte Anströmrichtung
10: Seitenleitwerk
12: Zirkulationsverteilung
14: Tragflügelspitze
16: Stromlinien
18: Flugrichtung
20: Seitenleitwerk
22: Profilsehne
24: Stromlinien
26: Seitenleitwerk
28: Seitenleitwerk
30: Seitenleitwerk
32: Seitenruder
34: Seitenleitwerk
36: Profilsehne
38: Profilsehne
40: Profilsehne
42: Seitenleitwerk
44: Seitenrudersegment
46: Seitenrudersegment
48: Seitenrudersegment
αg: geometrischer Anstellwinkel

Claims

Flugzeug (2) mit mindestens zwei Seitenleitwerken (10) in nicht zentraler Anordnung, wobei die Seitenleitwerke (10) ein Profil aufweisen und fest an dem Flugzeug (2) angeordnet sind, wobei das Profil der Seitenleitwerke (10) zumindest bereichsweise einen positiven geometrischen Anstellwinkel (α_g) zu der auf die Seitenleitwerke (10) gerichteten Anströmung aufweist und das Profit eine Auftriebskraft erzeugt, die eine in Flugrichtung (18) weisende Komponente aufweist.
Flugzeug (2) nach Anspruch 1, wobei das Profil der Seitenleitwerke (10) symmetrisch ist.
Flugzeug (2) nach Anspruch 1, wobei das Profil nicht symmetrisch ist und eine Wölbung aufweist.
Flugzeug (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Profil der Seitenleitwerke (10) zumindest bereichsweise lokale Profilsehnen (3, 22) aufweist, die einen nach außen gerichteten positiven und von Null verschiedenen Winkel zu einer Flugzeuglängsachse (4) einschließen.
Flugzeug (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Profil der Seitenleitwerke (10) lokale Profilsehnen (3, 22) aufweist, die einen nach außen gerichteten positiven Winkel zu einer Flugzeuglängsachse (4) einschließen, der mit zunehmender Seitenleitwerkshöhe abnimmt.
Flugzeug (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Profil der Seitenleitwerke (10) gewölbt ist, wobei die Wölbung mit zunehmender Seitenleitwerkshöhe abnimmt.
Flugzeug (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Seitenleitwerke (10) ein Seitenruder mit mindestens einem Seitenrudersegment (44, 46, 48) aufweisen, wobei das Seitenrudersegment (44, 46, 48) im Geradeausflug ausgelenkt ist, um die Wölbung des Seitenruders (32) zu erhöhen und eine Auftriebskraft mit einer in Flugrichtung (18) wirkenden Komponente zu erzeugen.
Flugzeug (2) nach Anspruch 7, aufweisend zwei, drei, vier oder mehr übereinander angeordneter Seitenrudersegmente (44, 46, 48), die mit zunehmender Seitenleitwerkshöhe relativ zu den Seitenleitwerken (10) geringer ausgelenkt sind.
Flugzeug (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, aufweisend mindestens zwei Seitenleitwerke (10), die voneinander beabstandet spiegelsymmetrisch um die Flugzeuglängsachse (4) angeordnet sind.
Verwendung von zwei oder mehr Seitenleitwerken (10) in nicht zentraler Anordnung an einem Flugzeug (2) zum Reduzieren des Widerstands des Flugzeugs (2).