DE102017128164B4 - Flugzeug - Google Patents

Abstract

Flugzeug (5), das Flugzeug (5) aufweisend
- zwei Flügel (6) und,
- ein in einem Heckabschnitt (7) des Flugzeugs (5) angeordnetes steuerbares Höhenleitwerk (9), wobei die Flügel (6) eine Rückpfeilung von mindestens 10 Grad aufweisen, und die Flügel (6) die Front des Flugzeugs ausbilden und das Flugzeug (5) in seinem Heckabschnitt (7) kein Seitenleitwerk ausbildet, das Flugzeug (5) ferner aufweisend eine vollständige Kompensation zweier Drehmomente, nämlich des durch den Versatz von Schwerpunkt zu Neutralpunkt hervorgerufenen Drehmoments M_A und ferner des durch die Form des Flügelprofils hervorgerufenen Drehmoments M_P durch zwei andere Drehmomente, nämlich des durch eine Rückpfeilung der Flugzeug (6) eine Verwindung der Flugzeug (6) und eine Profiländerung entlang der Spannweite der Flugzeug (6) hervorgerufenen Drehmoments M_Sv und des durch das Höhenleitwerk hervorgerufenen Drehmoments M_Sh.

Description

• GEBIET DER ERFINDUNG
• Die vorliegende Erfindung betrifft Luftfahrzeuge mit starren Flügeln und insbesondere Flugzeuge, welche bezüglich ihrer Nickachse ein eigenstabiles Verhalten aufweisen.
• HINTERGRUND DER ERFINDUNG
• Ein eigenstabiles Verhalten der Nickachse liegt vor, wenn sich der Schwerpunkt eines Flugzeuges in Flugrichtung vor der Lage des Gesamtneutralpunktes befindet (sieheFig. 1 und 2). Die genannte eigenstabile Konfiguration des Flugzeugs kann unter anderem durch einen stationären Stabilitätswert σ beschrieben werden. Der stationäre Stabilitätswert σ ist der Abstand vom Schwerpunkt zum Gesamtneutralpunkt, dividiert durch eine aerodynamisch äquivalente Flügeltiefe. Bei einem positiven stationären Stabilitätswert σ spricht man von dem genannten eigenstabilen Verhalten.
• Ein flugmechanisch eigenstabiles Flugzeug erfordert, dass das aus dem Versatz von Schwerpunkt und Neutralpunkt entstehende Drehmoment um den Schwerpunkt durch geeignete Maßnahmen ausgeglichen wird. Dieses Drehmoment wirkt so, dass die Flugzeugfront bzw. die Flugzeugnase nach unten dreht. Bei Flugzeugen mit einem Leitwerk kann dieses Drehmoment durch unterschiedliche Anstellwinkel zwischen anströmender Luft und den Tragflächen bzw. Flügeln und zwischen anströmender Luft und dem Leitwerk ausgeglichen werden. Bei Flugzeugen ohne Leitwerk, die als Nurflügler bezeichnet werden können, wird der Drehmomentausgleich durch das Flügelprofil oder durch eine Verwindung des Flügels in Kombination mit einer Pfeilung bewerkstelligt. Die Pfeilung ist hier definiert als der Winkel zwischen Tragflügel und Flugzeugquerachse in der Draufsicht. Sie wird an der Vorderkante (Vorderkantenpfeilung) und bei einem Viertel der Flügeltiefe (t/4-Pfeilung) gemessen. Die t/4-Linie kann dabei als die aerodynamisch wirksame Linie aufgefasst werden. Auf dieser Linie können die am Flügel angreifenden Auftriebskräfte gedacht werden. In der Gesamtdarstellung eines Flugzeuges kann diese Linie dann weiter auf einen repräsentativen Punkt reduziert werden.
• Insbesondere bei Flugzeugen mit hoher Auftriebsleistung wie z.B. bei Segelflugzeugen und bei Passagierflugzeugen kann noch ein Drehmoment hinzutreten, welches sich aus der Wölbung des Profils ergibt. Insbesondere Profile mit einem hohen Auftrieb erzeugen ein Drehmoment, welches das Flugzeug auf die Nase dreht (s. 3). Dieses Drehmoment des Profils bestimmt sich aus dem Staudruck und einem dimensionslosen Beiwert, dem Momentbeiwert Cm, welcher üblicherweise mit „Cm0“ bezeichnet wird. Negative Beiwerte bezeichnen in diesem Zusammenhang üblicherweise Drehmomente, welche die Flugzeugnase nach unten drehen.
• Wird bei Nurflüglern, also Flugzeugen ohne Leitwerk, ein sogenanntes S-Schlag-Flügelprofil verwendet, um das sich durch den Versatz von Schwerpunkt und Neutralpunkt ergebende Drehmoment auszugleichen, ergibt sich im Umkehrschluss, dass solche Flugzeuge nur geringere Leistungen aufweisen können. D.h., um ein die Nase eines Flugzeugs aufrichtendes Drehmoment durch ein S-Schlag-Profil zu erzeugen, wird ein Teil der Auftriebsleistung durch ein solches zunichte gemacht.
• Aus der US 8 322 655 B1 ist ein Flugzeug offenbart, das ein sogenanntes Doppelboom-Leitwerk aufweist. Das Leitwerk besitzt ein Paar Drehmomentrohrelemente, wobei jedes Drehmomentrohrelement an einem Rumpfabschnitt des Flugzeugs angebracht ist und sich von diesem nach hinten erstreckt und umfasst eine Wand, die konfiguriert ist, um einen Raum einzuschließen, der sich über eine Länge des Drehmomentrohrs erstreckt. Außerdem hat das Leitwerk ein Überbrückungselement, das einen oberen Abschnitt von jedem der beiden genannten Drehmomentrohrelemente verbindet, so dass das Paar von Drehmomentrohrelementen und das Überbrückungselement gegenüberliegende seitliche Barrieren und eine obere Barriere um einen Nutzlastraum bereitstellen. Jedes der beiden Drehmomentrohrelemente weist eine trapezförmige Querschnittsform auf, wobei jedes der beiden Drehmomentrohrelemente so konfiguriert ist, dass eine längste Seite der trapezförmigen Querschnittsform neben dem Nutzlastraum und eine gegenüberliegende positioniert ist.
• Die Flugzeugidee des sogenannten Longitudinal Flying Wing betrifftt die Konstruktion großer Fracht- und Passagierflugzeuge im Bereich von niedriger bis hoher Unterschall- und Transonic-Geschwindigkeit gemäß der US 8 056 852 B1 . Solche Flugzeuge hätten einen bis zu doppelt so niedrigen Treibstoffverbrauch pro Nutzlasteinheit, eine höhere Hubkapazität und eine deutlich größere Reichweite, während sie im Vergleich zu klassischen Konzeptflugzeugen einen deutlich geringeren Geräuschpegel in der Passagierkabine und im Cockpit aufweisen. Diese Idee sorgt ferner für eine effiziente, zuverlässige und einfache Flugsteuerung. Daher kann sie erfolgreich für den Entwurf unbemannter Flugzeuge mit großer Reichweite und großer Tragfähigkeit aller Größenordnungen über den gesamten Bereich der Unterschallgeschwindigkeiten angewendet werden.
• Schließlich zeigt die FR 2 909 359 A1 ein Flugzeug mit einem Flügel und einer horizontalen oberen aerodynamische Oberfläche, wobei sich die Oberfläche am Heck des Flugzeugs befindet. Ein Strahltriebwerk ist unter der horizontalen oberen aerodynamischen Oberfläche durch einen Pylon befestigt, wobei der Pylon einen an der Oberfläche befestigten oberen Teil und einen unteren Teil zur Aufrechterhaltung des Triebwerks aufweist. Eine horizontale Heckeinheit ist an einem zylindrisch geformten Rumpf im hinteren Teil des Flügels befestigt. Die Heckeinheit ist an einem oberen Teil einer Drift über dem Rumpf befestigt.
• Eine Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flugzeug anzugeben, dessen Anströmung und Auftriebsbildung im Mittelbereich des Flügels, also dort, wo sich üblicherweise der Rumpf befindet, weniger gestört ist. Eine weitere Aufgabe ist es, ein Flugzeug anzugeben, dessen aerodynamischer Widerstand bei gleichzeitig hohem Auftrieb gegenüber bekannten Flugzeugen weiter reduziert ist.
• ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration wird ein Flugzeug gemäß dem Anspruch 1 zur Verfügung gestellt.
• Die Rückpfeilung ist bezogen auf den Verlauf der bereits erwähnten t/4-Linie. Insbesondere weist das Flugzeug keinen Rumpf oder Anteil eines Rumpfes vor den Flügeln bzw. vor den Tragflächen in Flugrichtung auf. Vorteilhafterweise wird dies durch die Rückpfeilung erreicht, da hierdurch der Neutralpunkt und der Schwerpunkt des Flugzeugs in Flugrichtung nach hinten verlagert sind und somit ein Auswiegen, d.h. ein Einstellen des Schwerpunktes auch ohne Rumpfanteil vor den Flügeln ermöglicht wird. Die Anströmung der Flügelnase im Mittelbereich kann gänzlich störungsfrei verlaufen, wodurch der Auftrieb optimaler ausgebildet ist.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration weisen die Flügel zusätzlich zur Rückpfeilung eine Verwindung auf. Bevorzugt ist in diesem Zusammenhang ein, im Vergleich mit der Profilbezugslinie der Flügelwurzel, kleinerer Anstellwinkel der Profilbezugslinie an der Flügelspitze.
• In einer Weiterbildung wird ein Flugzeug gemäß der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration dadurch verbessert, dass die Flügel eine sog. aerodynamische Verwindung aufweisen welche sich aus der Verwendung von unterschiedlichen Profilen zwischen der Flügelwurzel und den Flügelspitzen ergibt.
• Die Richtungsstabilität der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration wird durch die angegebene Rückpfeilung erreicht. Es wurde dabei erkannt, dass ein Seitenleitwerk keinen zusätzlichen Nutzen bringt und aufgrund seines Widerstandes verzichtbar ist (siehe 4).
• In einer Weiterbildung kann noch vorgesehen sein, dass jeder Flügel an seiner Flügelspitze eine senkrecht ausgebildete Fläche in Form eines Winglet ausbildet.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration weisen die Flügel einen Raum zur Aufnahme mindestens eines Elements aus der Gruppe Cockpit, Passagiere, Nutzlast auf. Mit anderen Worten ist der Rumpf zur Aufnahme von Lasten vollständig in den Flügeln integriert, um die sogenannte benetzte Streckung zu erhöhen. Damit trägt der Rumpf zur Auftriebserzeugung bei.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration wird der Ausgleich des Drehmomentes (M_A) welches durch den Versatz von Schwerpunkt zu Neutralpunkt entsteht, sowie der Ausgleich des Drehmomentes (M_P), welches durch das leistungsstarke Flügelprofil entsteht, durch:
1. i. das Höhenleitwerk teilweise ausgeglichen. Dieses ausgleichende Drehmoment wird im Folgenden mit „M_Sh“ bezeichnet.
2. ii. durch die Rückpfeilung in Verbindung mit einer Verwindung des Flügels teilweise ausgeglichen. Zusätzlich zur Rückpfeilung/Verwindung kann eine geeignete Veränderung des Profils entlang der Spannweite vorgesehen werden. Eine solche Profilveränderung ist ebenfalls in der Lage die Drehmomente M_A und M_P teilweise auszugleichen.
• Diese beiden Drehmoment Anteile, welche unter ii. genannt sind, werden im Folgenden mit „M_Sv“ zusammengefasst bezeichnet. Der Ausgleich von M_A und M_P wird im Folgenden als M_S bezeichnet, wobei sich M_S aus den beiden oben unter i. und ii. genannten Anteilen M_Sh und M_Sv zusammensetzt. Damit kann der Ausgleich als einfache Formel wie folgt formuliert werden (siehe 6): $$\text{M\_S}-\text{M\_A}-\text{M\_P}=\text{0}$$

  
• Die prozentualen Anteile von M_Sh und M_Sv zum gesamten Ausgleich M_S sind durch eine aerodynamische Optimierung vorgegeben und müssen nicht zu gleichen Teilen erfolgen. Zur Erklärung der unter ii genannten Verwindung des Flügels siehe 5. Das Profil an der Flügelspitze nimmt gegenüber der anströmenden Luft einen anderen Anstellwinkel ein. Um ein ausgleichendes Drehmoment in Verbindung mit der genannten Rückpfeilung zu erzielen, muss das Profil an der Flügelspitze, wie in 5 gezeigt, einen kleineren Anstellwinkel gegenüber der anströmenden Luft als an der Flügelwurzel aufweisen.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration ist es bevorzugt, dass jeder Flügel mindestens eine verstellbare Wölbklappe aufweist.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration ist es bevorzugt, dass die Flugzeugnickachse von dem an dem Höhenleitwerk angebrachten Höhenruder gesteuert wird.
• In einer weiteren Ausführung ist es ferner bevorzugt, dass die Flugzeugnickachse von an den Flügeln angeordneten Ruderklappen gesteuert wird. Die Steuerung kann von an den Flügeln angeordneten Ruderklappen, bevorzugt Querruderklappen, allein übernommen sein. Denkbar ist auch eine Kombination der Steuerung der Flugzeugnickachse über das steuerbare Höhenleitwerk und die Querruderklappen.
• Bei der erfindungsgemäßen Flugzeugkonfiguration ist es vorgesehen, dass das Flugzeug als ein Element aus der Gruppe Modellflugzeug, Segelflugzeug, Ultraleichtflugzeug oder Drohne ausgewählt ist. Denkbar ist auch ,Passagierflugzeuge nach der Erfindung zu schaffen, die hierdurch besonders leistungsstark konzipiert sind.
• Figurenliste
• Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand der in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiele deutlich. Es zeigen
• 1 eine schematische Draufsicht auf eine bekannte Flugzeugkonstruktion;
• 2 eine schematische Seitenansicht auf eine bekannte Flugzeugkonstruktion;
• 3 eine Schnittansicht durch ein leistungsstarkes Flügelprofil mit auftretendem Drehmoment;
• 4 eine schematische Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes Flugzeug und
• 5 eine Darstellung zweier Flügelprofile mit Verwindung bei dem in 4 gezeigten Flugzeug.
• 6 ein Schema des Drehmomentenausgleichs
• DETAILLIERTE BESCHREIBUNG BEISPIELHAFTER AUSFÜHRUNGSFORMEN
• 1 zeigt eine schematische Draufsicht und die 2 einen Seitenschnitt auf eine bekannte Flugzeugkonstruktion mit einem eigenstabilen Verhalten der hier nicht gezeigten Nickachse. Gezeigt ist insbesondere der Schwerpunkt (1) und der Gesamtneutralpunkt (2) des Flugzeugs. In Flugrichtung liegt der Schwerpunkt (1) vor dem Neutralpunkt (2). Das Flugzeug besitzt einen positiven stationären Stabilitätswert σ. Dargestellt ist in 2 auch der in Richtung des Pfeils nach oben wirkende Auftrieb.
• 3 zeigt das in Richtung des Pfeils (4) wirkende Drehmoment an, das sich allein durch die Wölbung des Profils (5) der Tragfläche ergibt.
• 4 zeigt ein erfindungsgemäßes Flugzeug (5) in einer Draufsicht. Das Flugzeug (5) weist zwei Flügel (linke und rechte Seite) (6) in Form von Tragflächen auf. An dem Flugzeug ist kein Seitenleitwerk oder Seitenflosse an der Stelle (8) vorhanden.
  Letztere würde üblicherweise senkrecht in einem Heckabschnitt (7) des Flugzeugs (5) feststehend angeordnet sein (siehe 2). Ferner ist ein in dem Heckabschnitt (7) des Flugzeugs (5) angeordnetes steuerbares Höhenleitwerk (9) gezeigt. Die Steuerbarkeit des Höhenleitwerks wird entweder über eine am feststehenden Höhenleitwerk angebrachte bewegliche Ruderklappe oder über die Möglichkeit der Verstellung des Anstellwinkels des Höhenleitwerks erreicht. Bei letzterem spricht man von einem Pendelleitwerk.
  Zudem sind an jedem Flügel (6) ein Querruder (10) und eine Wölbklappe (11) angeordnet.
  Die Flügel (6) besitzen eine auf die t/4-Linie bezogene Rückpfeilung von mindestens 10¹⁰, bevorzugt mindestens 15¹⁰. Die beiden Flügel (6) bilden die Front des Flugzeugs und ferner auch die Flugzeugnase (12) aus.
• Jeder Flügel bildet an seiner Flügelspitze (13) eine senkrecht ausgebildete Fläche in Form eines Winglet (14) aus. Die zwei Flügel (6) bilden einen Raum zur Aufnahme mindestens eines Elements aus der Gruppe Cockpit, Passagiere, Nutzlast aus.
• 5 zeigt, dass die Flügel (6) des in 4 dargestellten Flugzeugs (5) eine Verwindung welche durch die unterschiedlichen Anstellwinkel der Profilbezugslinien (16) zwischen der Flügelwurzel (15) und der Flügelspitze (13) gebildet werden, aufweist. Dargestellt sind die unterschiedlichen Anstellwinkel der Profilbezugslinien von Flügelwurzel und Flügelspitze als gestrichelte Linien (16). Der Vollständigkeit halber soll erwähnt sein, dass die Flügel von der Flügelwurzel (15) bis zur Flügelspitze (13) unterschiedliche Profile aufweisen können.
• Die verwendeten Bezugszeichen dienen lediglich zur Erhöhung der Verständlichkeit und sollen keinesfalls als einschränkend betrachtet werden, wobei der Schutzbereich der Erfindung durch die Ansprüche wiedergegeben wird.
• Bezugszeichenliste

1

Schwerpunkt

2

Neutralpunkt

3

-

4

Drehmoment aufgrund Profilwölbung

5

Profil

5

Flugzeug

6

Flügel

7

Heckabschnitt

8

Stelle

9

Höhenleitwerk

10

Querruder

11

Wölbklappe

12

Flugzeugnase

13

Flügelspitze

14

Winglet

15

Flügelwurzel

16

Profilbezugslinie

17

Anströmende Luft

Claims (12)

1. Flugzeug (5), das Flugzeug (5) aufweisend - zwei Flügel (6) und, - ein in einem Heckabschnitt (7) des Flugzeugs (5) angeordnetes steuerbares Höhenleitwerk (9), wobei die Flügel (6) eine Rückpfeilung von mindestens 10 Grad aufweisen, und die Flügel (6) die Front des Flugzeugs ausbilden und das Flugzeug (5) in seinem Heckabschnitt (7) kein Seitenleitwerk ausbildet, das Flugzeug (5) ferner aufweisend eine vollständige Kompensation zweier Drehmomente, nämlich des durch den Versatz von Schwerpunkt zu Neutralpunkt hervorgerufenen Drehmoments M_A und ferner des durch die Form des Flügelprofils hervorgerufenen Drehmoments M_P durch zwei andere Drehmomente, nämlich des durch eine Rückpfeilung der Flugzeug (6) eine Verwindung der Flugzeug (6) und eine Profiländerung entlang der Spannweite der Flugzeug (6) hervorgerufenen Drehmoments M_Sv und des durch das Höhenleitwerk hervorgerufenen Drehmoments M_Sh.
2. Flugzeug (5) nach Anspruch 1, wobei jeder Flügel (6) an seiner Flügelspitze (13) eine senkrecht ausgebildete Fläche in Form eines Winglet (14) ausbildet.
3. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die zwei Flügel (6) einen Raum zur Aufnahme mindestens eines Elements aus der Gruppe Cockpit, Passagiere, Nutzlast ausbilden.
4. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die Verwindung der Flügel (6) durch unterschiedlichen Anstellwinkel der Profilbezugslinie (16) der Flügelwurzel (15) und der Profilbezugslinie (16) der Flügelspitze (13) gebildet wird, um die Drehmomente M_P und M_A zu einem gewissen Anteil M_Sv auszugleichen.
5. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei sich die Profile zwischen der Flugzeug (15) und der Flügelspitze (13) in geeigneter Weise so verändern können, um die Drehmomente M_P und M_A zu einem gewissen Anteil auszugleichen, wobei sich dieser Anteil
6. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei das Höhenleitwerk (9) die Drehmomente M_P und M_A zu einem gewissen Anteil M_Sh ausgleicht.
7. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei sich die Anteile von M_Sv und M_Sh zum gesamten ausgleichenden Drehmoment aus einer aerodynamischen und flugmechanischen Optimierung ergeben, wobei die Optimierung kann je nach Einsatzzweck des Flugzeuges (5) unterschiedlichausfallen und unterschiedliche Geschwindigkeitsbereiche des Flugzeuges (5) betreffen kann.
8. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei jeder Flügel (6) mindestens eine verstellbare Wölbklappe (11) aufweist, wobei die Betätigung dieser Wölbklappe (11) bei einer geeignet gewählten Länge der Klappe, aufgrund der vorteilhaften Ausführung des Flugzeuges (5) zu keinerlei zusätzlichen Drehmomenten die ausgeglichen werden müssen.
9. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die Flugzeugnickachse von dem Höhenleitwerk (9) gesteuert wird.
10. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die Flugzeugnickachse von an den Flügeln (6) angeordneten Ruderklappen (10) gesteuert wird.
11. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei die Flugzeugnickachse aus einer Kombination der Betätigung des Höhenleitwerks (9) und Betätigungen von an den Flügeln (6) angeordneten Ruderklappen (10) gesteuert wird.
12. Flugzeug (5) nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei das Flugzeug (5) als ein Element aus der Gruppe Modellflugzeug, Segelflugzeug, Ultraleichtflugzeug, Drohne oder Passagierflugzeug ausgewählt ist.

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