DE69309666T2

DE69309666T2 - Überschallflugzeug und Verfahren

Info

Publication number: DE69309666T2
Application number: DE1993609666
Authority: DE
Inventors: Pradip G Parikh
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1993-06-25
Filing date: 1993-06-25
Publication date: 1997-07-24
Anticipated expiration: 2013-06-26
Also published as: DE69309666D1

Description

Hintergrund der Erfindung

Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Überschallflugzeug und ein Verfahren zum Betreiben desselben, und mehr im besonderen eine solche Einrichtung und ein solches Verfahren, die eine Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung (und in einigen Fällen eine Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung) in bzw. an den Tragflächen des Flugzeugs enthalten.

Hintergrundtechnik

Es gibt eine Anzahl von Aufgaben bzw. Problemen in der Ausbildung von Überschallflugzeugen, die Leistungsfähigkeitserfordernissen entsprechen und trotzdem bezüglich der Lärmerzeugung für die Gemeinschaft akzeptabel sind. Zum Erreichen von verbesserter Überschallreiseflugleistungsfähigkeit werden in einer bevorzugten Überschallflugzeugkonfiguration in hohem Grade gepfeilte (hochgepfeilte) (Unterschall-)Vorderkantentragflächen angewandt. Jedoch erzeugt diese Ausbildung spezielle Probleme bezüglich der Hochauftriebsbedingungen, die typisch für Steigflug und Anflug sind, wo hohe Anstellwinkel erforderlich sind. Mehr im besonderen entwickeln diese hochgepfeilten Tragflächen zwei Vorderkantenwirbel, welche, obwohl sie den Auftrieb erhöhen, auch zu einer Erhöhung des Strömungswiderstands führen, was zu einem schlechten Auftriebs-zu-Strömungswiderstands-Verhältnis (L/D-Verhältnis) führt. Ein höheres (L/D)- Verhältnis wird erhalten, wenn eine vollständig anliegende Strömung über die Tragflächen vorhanden ist.
In dem Überschall-Transportflugzeug Concorde hat die Tragfläche eine hochgepfeilte Vorderkante, aber es werden keine Vorderkanteneinrichtungen verwendet. Während des Starts und Steigflugs arbeitet die Konfiguration mit einem hohen Anstellwinkel, und die beiden starken Wirbel, die weggehend von der Vorderkante erzeugt werden, erzeugen genügend Auftrieb für den Start und Steigflug. Wegen des hohen Strömungswiderstands werden jedoch die Triebwerke bei einer relativ hohen Leistungseinstellung betrieben, so daß demgemäß Lärm beträchtlich über dem Maximalniveau erzeugt wird, das in der Nähe von den meisten aller Flughäfen gestattet ist. Infolgedessen gibt es sehr wenige Flughäfen, auf denen die Concorde betrieben werden kann. Signifikante Forschungsbemühungen sind auf die Verbesserung des L/D-Verhältnisses von Überschallflugzeugen während des Starts und Steigflugs gerichtet worden.
Eine Methode des Standes der Technik, um eine gute Hochauftriebs-(L/D)-Leistungsfähigkeit zu erhalten, besteht darin, Vorderkanteneinrichtungen, wie Klappen oder Hilfsflügel, zu verwenden, um eine nahezu anliegende Strömung aufrechtzuerhalten. Jedoch ist diese Methode mechanisch kompliziert und kann noch zu einer Gelenk- bzw. Anlenklinientrennung führen. Weiter erfordert dieses zusätzliche Hardware, und außerdem die Systeme, um dieselbe zu betreiben, so daß auf diese Weise ein Nachteil sowohl hinsichtlich des Gewichts als auch der Kosten erzeugt wird. Darüber hinaus vermindert das Raumerfordernis für die Aufnahme der Vorderkanteneinrichtungen das verfügbare Kraftstoffvolumen in dem Vorderkantenbereich der Tragflächen.
Ein Konzept, welches zum Erzeugen von erhöhtem Auftrieb bei Start und Anflug (wünschenswerterweise in Kombination mit Vorderkanten-Hilfsflügeln oder anderen Vorderkanteneinrichtungen) vorgeschlagen worden ist, ist es, Wirbelgeneratoren in der Form von Spitzenhindernissen bzw. -führungen zu benutzen, die sich an den weiter vorderen Innenbord-Vorderkantenteilen der beiden Tragflächen befinden. In diesem Falle werden diese Hindernisse bzw. Führungen während des Starts und des anfänglichen Steigflugs angehoben, um zwei starke Wirbel zu erzeugen, die über die oberen Innenbordoberflächen der beiden Tragflächen fegen, um erhöhten Auftrieb während des Starts und anfänglichen Steigflugs zu erzeugen. Der erzeugte Strömungswiderstand erfordert jedoch eine etwas höhere Leistungseinstellung für die Triebwerke (so daß demgemäß größerer Lärm erzeugt wird). Wenn der Steigflug fortgeht, werden diese Hindernisse bzw. Führungen in eine verstaute Position bewegt, um den Strömungswiderstand herabzusetzen, so daß das Triebwerk unter Herabsetzung des Lärms bei einer niedrigeren Leistungseinstellung arbeiten kann.
Der Gegenstand der Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung ist während einer Anzahl von Dekaden studiert worden, und ein Überblick über diese Studien ist in einer kürzlichen Veröffentlichung mit dem Titel "Fifty Years of Laminar Flow Flight Testing", verfaßt von R.D. Wagner, D.V. Maddaion und D.W. Bartlett, Veröffentlichung Nr. 881393 in dem NASA Langley Reserach Center gegeben worden. Es wird natürliche Laminarströmung (NLF) und auch Laminarströmungsteuerung bzw. -regelung (LFC), welche Sog an der Oberfläche benutzt, erörtert. Außerdem wird HLFC (Hybrid-Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung) erörtert, wovon gesagt wird, daß sie ein "... Strömungssteuerung- bzw. regelungskonzept ist, das LFC und NLF integriert und die zu beanstandenden Charakteristika von jedem vermeidet." Sog wird an einem vorwärtigen Ort angewandt, um die LFC zu erhalten, und unmittelbar hinter dem LFC-Abschnitt existiert natürliche laminare Strömung (NLF). Es sind Vorschläge gemacht worden, ein Saugsystem für ein Überschallflugzeug für die Reisefluglaminarströmungssteuerung bzw. -regelung einzubauen.
In einer Veröffentlichung mit dem Titel "Application of Boundary Layer Control to HSCT Low Speed Configuration", AIAA/AHS/ASEE Aircraft Design, Systems and Operation Conference, 17.-19. September 1990/ Dayton, Ohio (einer der Autoren dieser Abhandlung ist P.H. Parikh, der vorliegende Erfinder) wird die Eignung bzw. Ausführbarkeit der Benutzung von Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung (BLC) auf bzw. in einer Hochauftriebskonfiguration eines Zivilflugzeugs hoher Geschwindigkeit (HSCT) für Niedriggeschwindigkeitsleistungsfähigkeitsverbesserung erörtert. Dieses ist als in ein Überschallflugzeug eingebaut gezeigt, das eine Doppeldeltatragflächenkonfiguration hat, worin ein hochgepfeilter (Unterschall-)Vorwärts- Innenbordtragflächenteil und ein weniger gepfeilter (Überschall-) äußerer rückwärtiger Vorderkantentragflächenteil vorhanden ist. Vorderkantenklappen (speziell Wölbungs- bzw. Senkungsnasenklappen) sind auf bzw. in dem weniger gepfeilten Außenbordvorderkantentragflächenteil vorgesehen. Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugbereiche sind längs der Vorderkante der mehr gepfeilten Innenbordtragflächenteile vorgesehen, und Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugbereiche sind auf bzw. in den Außenbordtragflächenteilen in Bereichen hinter den Klappengelenklinien vorgesehen. Diese LFC-Bereiche sind vorgesehen, um den Strömungswiderstand während Überschallreiseflug herabzusetzen.
Wie in Fig. 2 desselben Artikels veranschaulicht ist, wird Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsog an einem Ort unmittelbar hinter der Gelenklinie der Wölbungs- bzw. Senkungsnasenklappe angewandt, wobei dieses getan wird, um eine Trennung der Luft zu vermeiden, die nach aufwärts und rückwärts über die obere Oberfläche der Klappe strömt und dann in einer Kurve strömt, um über die obere Tragflächenoberfläche zu strömen. Demgemäß verwendet diese Konfiguration eine Vorderkantenklappen/BLC- Kombination, um die abgetrennte Strömung zu vermeiden (oder wenigstens zu vermindern), die andernfalls in gewissen Situationen hinter der Klappe auftreten würde.

Abriß der Erfindung

Das Überschallflugzeug der vorliegenden Erfindung umfaßt eine Tragfläche, die einen in hohem Grade gepfeilten (hochgepfeilten) Unterschall-Vorderkantenteil hat, welcher so angeordnet bzw. eingerichtet ist, daß er bei hohen Anstellwinkeln eine abgetrennte Strömung entwickelt, die sich zu einem Wirbel entwickelt, der sich über eine obere Oberfläche der Tragfläche bewegt.
Dieser Vorderkantenteil hat an bzw. in seiner äußeren Oberfläche ein Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel, das sich längs des Vorderkantenteils erstreckt. Es ist außerdem ein Saugmittel zum Einziehen von Außenluft durch das Saugstreifenmittel vorgesehen.
Das Saugmittel ist in einer Art und Weise angeordnet bzw. eingerichtet und auch das Saugstreifenmittel ist in einer Art und Weise positioniert, konfiguriert und angeordnet bzw. eingerichtet, daß der Betrieb des Saugmittels zum Einziehen der Außenluft durch das Saugstreifenmittel abgetrennte Luftströmung vermindert bzw. mildert, so daß die Entwicklung des Wirbels vermindert bzw. gemildert wird.
In der bevorzugten Form ist die äußere Oberfläche des Vorderkantenteils im wesentlichen fest bzw. fixiert. Weiter ist der bevorzugte Ort des Saugstreifenmittels benachbart einem Vorderkantenhöhepunktbereich der Tragfläche.
In einer Ausführungsform hat die Tragfläche außerdem einen zweiten, weniger gepfeilten Überschall-Vorderkantenteil. Speziell hat das Flugzeug in dieser Ausführungsform eine Grundriß-Doppeldeltakonfiguration, worin der hochgepfeilte Unterschall-Vorderkantenteil an einem vorwärtigeren Innenbordort ist, und der weniger gepfeilte Überschall-Vorderkantenteil an einem rückwärtigeren Außenbordort ist. Außerdem hat in dieser speziellen Ausführungsform der weniger gepfeilte Überschall- Vorderkantenteil mechanisch betreibbare Hochauftriebseinrichtungsmittel, um wenigstens teilweise abgetrennte Strömung bei hohen Anstellwinkeln zu vermindern bzw. zu mildern.
In einer anderen Ausführungsform erstreckt sich der hochgepfeilte Vorderkantenteil im wesentlichen längs einer gesamten Vorderkante der Tragfläche in einer Grundrißpfeilkonfiguration.
In einer noch anderen Ausführungsform ist zusätzlich ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel vorgesehen, das sich auf bzw. in einem Oberflächenbereich der Tragfläche befindet. Das Saugmittel ist so angeordnet bzw. eingerichtet, daß es Außenluft auch durch das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel einzieht. In einer speziellen Konfiguration befindet sich das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel benachbart zu und rückwärts von dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel.
Außerdem ist in dieser weiteren Ausführungsform das Saugmittel so angeordnet bzw. eingerichtet, daß es in einem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelmodus arbeitet, um genügend Außenluft durch das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel zum Vermindern bzw. Mildern der abgetrennten Strömung einzuziehen, und außerdem so, daß es in einem Laminarströmungssteuer- bzw. -regelmodus arbeitet und Außenluft durch sowohl das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel als auch durch das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel mit einer Strömungsrate zum Bewirken von Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung durch sowohl das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel als auch das Laminarströmungssteuerbzw. -regelsaugstreifenmittel einzieht.
Außerdem ist in einer bevorzugten Ausführungsform ein Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel benachbart dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel in einer solchen Art und Weise positioniert, daß Vereisungsschutzluft, die auswärts durch das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel geblasen wird, über wenigstens das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel zum Vereisungsschutz desselben bläst. Weiter weist das Saugmittel ein Mittel zum Einziehen von Außenluft durch das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel auf, und es gibt auch ein Vereisungsschutzmittel zum Abgeben von Vereisungsschutzluft an das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel. Außerdem befindet sich in einer speziellen Konfiguration ein zweites Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel rückwärts von dem Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel. Das Saugmittel umfaßt weiter ein Mittel zum Ziehen von Außenluft durch das zweite Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel.
In der bevorzugten Ausbildung hat das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifenmittel eine Breitendimension in wenigstens einem Bereich des hochgepfeilten Unterschall-Vorderkantenteils, genommen längs einer Linie, die parallel zur Freistromströmung bezüglich des Flugzeugs ist, und diese Breitendimension ist nicht größer als etwa 5 % einer Sehnenlänge der genannten Tragfläche. Spezieller ist die Breitendimension zwischen etwa 1 % bis 5 % der Sehnenlänge, und noch spezieller ist sie in einer bevorzugten Form zwischen 1 % bis 2 % der Sehnenlänge.
In dem Verfahren der vorliegenden Erfindung ist die Anordnung bzw. Einrichtung des Flugzeugs so vorgesehen, wie oben beschrieben. Während Betriebsarten, in denen das Flugzeug in einem hohen Anstellwinkel ist, und wo es gewünscht wird, ein verbessertes Auftriebs-durch-Strömungswiderstands-Verhältnis zu erhalten, so daß es ermöglicht wird, die Triebwerke bei einer relativ niedrigen Leistungseinstellung zu betreiben (um das Erzeugen von Lärm zu vermindern), wird das Saugmittel zum Vermindern bzw. Mildern der abgetrennten Strömung längs der hochgepfeilten Vorderkante und zum Verbessern des Auftriebs- zu-Strömungswiderstand-Verhältnis betrieben.
Außerdem wird in dem Verfahren der vorliegenden Erfindung in einer Betriebsart beim Abheben und anfänglichen Steigflug, wo die Erzeugung von Lärm weniger kritisch ist, das Flugzeug bei einem hohen Anstellwinkel betrieben, aber ohne das Saugmittel zu betreiben (oder höchstens das Saugmittel bei einem niedrigen Niveau zu betreiben), so daß ein Wirbel über die hochgepfeilte Vorderkante erzeugt wird. Dieser Wirbel erzeugt Auftrieb, aber er führt auch zu einem erhöhten Strömungswiderstand, welcher die höhere Triebwerkseinstellung erfordert. Wenn das Flugzeug durch den Steigflug fortfährt und eine Höhe erreicht, wo das Erzeugen von Lärm ein größeres Problem darstellt, dann wird das Saugmittel betrieben, um die Bildung des Wirbels zu vermindern bzw. mildern, so daß die Triebwerke fähig sind, bei einer niedrigeren Leistungseinstellung zu arbeiten, so daß sie relativ weniger Lärm erzeugen.
In der Ausführungsform, in der ein Laminarströmungssteuerbzw. -regelsog angewandt wird, während Abheben und wenigstens anfänglichem Steigflug, wird das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugmittel nicht benutzt. Jedoch wird das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugmittel während Betriebsarten, in denen Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung von Vorteil ist (zum Beispiel speziell bei Überschall-Reiseflug und möglicherweise in anderen Betriebsarten) betrieben, um den Strömungswiderstand zu vermindern und die Leistungsfähigkeit zu verbessern.
Der Betrieb des Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittels ist derart, daß heiße Enteisungsluft nach auswärts durch das Vereisungsschutzstreifenmittel während einer Vereisungsschutzbetriebsart geblasen wird. Außerdem kann während einer Betriebsart, in der eine Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung gewünscht wird, das Saugmittel dazu benutzt werden, Luft durch das Vereisungsschutzstreifenmittel einzuziehen, um eine Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung zu bewirken.
Andere Merkmale werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung ersichtlich.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist eine Aufsicht von oben auf ein Überschallflugzeug nach dem Stande der Technik, das eine vernünftig optimierte Gegenwartsgestaltung hat;
Fig. 2 ist eine Aufsicht von oben auf ein Überschallflugzeug, das ähnlich jenem der Fig. 1 ist, aber die Lehren der vorliegenden Erfindung enthält;
Fig. 3 ist eine Schnittansicht, ausgeführt senkrecht zu der Vorderkante in der Linie 3-3 der Fig. 2;
Fig. 4 ist eine isometrische Ansicht des Flugzeugs der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, das in Fig. 2 gezeigt ist;
Fig. 5 ist eine Aufsicht von unten auf das Flugzeug der ersten Ausführungsform, das in den Fig. 2 bis 4 gezeigt ist;
Fig. 6 ist eine Aufsicht von oben auf eine zweite Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
Fig. 7 ist eine Schnittansicht der Vorderkante, gesehen längs der Linie 7-7 der Fig. 6;
Fig. 8 ist eine halbschematische Ansicht des Luftströmungssystems, das in der zweiten Ausführungsform verwendet wird;
Fig. 8A ist eine schematische Ansicht von einem der Ventile des Systems der Fig. 8, die das Ventil in einer anderen bzw. unterschiedlichen Betriebsposition zeigt;
Fig. 8B ist eine Ansicht von einem anderen der Ventile des Systems der Fig. 8, das in einer anderen Betriebsposition gezeigt ist;
Fig. 9 ist eine Aufsicht von oben auf ein Überschallflugzeug des Standes der Technik, das eine Pfeiltragflächenkonfiguration hat; und
Fig. 10 ist eine Aufsicht von oben auf eine dritte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die bei einer Pfeiltragfläche verkörpert ist.

Kurze Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

In Fig. 1 ist, um verschiedene Elemente des Standes der Technik zu veranschaulichen, in einer Aufsichtsansicht von oben ein vorgeschlagenes Überschall-Transportflugzeug gezeigt, das verschiedene Konzepte verkörpert, die in dem Stand der Technik für die Vorderkanten der Tragflächen vorgeschlagen worden sind. Dieses Flugzeug 10 umfaßt einen Rumpf 12 und eine rechte und linke Tragfläche 14. An dem hinteren Ende der Tragflächen 14 sind Hinterkantenklappen 16 vorhanden, und vier Triebwerke 18 sind auf der Unterseite der Tragfläche in der Nähe der Hinterkante auf entgegengesetzten Seiten des Rumpfs angebracht. Es ist eine Schwanzanordnung 20 vorhanden, welche die horizontale Schwanzoberfläche 22 und die vertikale Leitfläche 24 umfaßt.
Die Tragflächen 14 sind von der Doppeldeltakonfiguration, worin ein vorderer hochgepfeilter Tragflächenteil 26, der eine hochgepfeilte (Unterschall-)Vorderkante an einem Innenbordort hat, und außerdem ein Außenbordtragflächenteil 30, der eine mäßiger gepfeilte (Überschall-)Vorderkante 32 hat, vorhanden ist. In diesem speziellen Flugzeug 10 sind Vorderkanteneinrichtungen 34 längs der hinteren, weniger gepfeilten Vorderkantenteile 32 vorhanden, und diese Vorderkanteneinrichtungen können zum Beispiel Wölbungs- bzw. Senkungsnasen-Vorderkantenklappen sein. Die höher gepfeilte Innenbordvorderkante 28 hat über den rückwärtigen Teil derselben Vorderkantenhilfs- bzw. -vorflügel 36. Vorwärts von den Vorderkantenhilfs- bzw. -vorflügeln 36 sind Spitzenhindernisse bzw. -führungen 38 vorgesehen (diese sind vorher in dem Abschnitt "Hintergrund der Erfindung" beschrieben worden).
In einer optimierten Ausbildung haben die hochgepfeilten Innenbord-Vorderkanten 28 eine gerundete Querschnittskonfiguration mit einem Minimalradius an der Vorderkante von zum Beispiel zwischen 1 und 2 Zoll in einer Schnittline, die parallel zu der freien Stromlinie ausgeführt ist. Eine solche hochgepfeilte Vorderkante wird als eine "Unterschall"-Vorderkante bezeichnet, da die Strömungskomponente, die senkrecht zu der Vorderkante genommen ist, beim Reiseflug im Unterschallbereich liegt. Andererseits sind die Vorderkanten 32 der beiden Außenbordtragflächenteile 30 Überschailvorderkanten (das bedeutet, daß die Strömungskomponente senkrecht zu der Vorderkante 32 beim Reiseflug im Überschallbereich liegt), und der Krümmungsradius an der Vorderkante 32 ist so klein wie möglich gemacht (d.h. ein sehr kleiner Bruchteil von einem Zoll). Während des Reiseflugs sind die Hindernisse bzw. Führungen 38 und die Vorderkanteneinrichtungen 36 und 34 alle vollständig eingefahren und in ihrer aerodynamisch sauberen Konfiguration.
Eine typische Betriebsweise während des Startens und Steigflugs dieses Flugzeugs 10 wäre wie folgt. Während des Startens sind die Vorderkantenhilfsflügel oder -klappen 34 und 36 für erhöhten Auftrieb vollständig eingefahren, und die Spitzenhindernisse bzw. -führungen 38 sind nach aufwärts verschwenkt, um zwei starke Wirbel zu erzeugen, die aufwärts über die obere Oberfläche der Innenbordteile der Tragflächen 14 fegen. Wie vorher hier erörtert, sind diese Wirbel in der Konfiguration mit hochgepfeiltem Tragflächengrundriß von genügender Stärke, so daß sie angemessenen Auftrieb für Start und Steigflug erzeugen. Jedoch (und auch wie vorher hier erörtert) erzeugen diese Luftwirbel einen relativ hohen Betrag an Strömungswiderstand. Demgemäß müssen die Triebwerke 18 auf eine relativ hohe Leistungseinstellung eingestellt werden, um das Flugzeug durch das Abheben und den anfänglichen Steigflug zu tragen. Kurz nach dem Abheben würden die Spitzenhindernisse bzw. -führungen 38 in ihre verstaute Position bewegt werden, und die Vorderkantenhilfsflügel 36 und -klappen 34 würden entfaltet, um das L/D-Verhältnis (Auftrieb/Strömungswiderstand-Verhältnis) der Steigflugkonfiguration zu verbessern. Der Übergang von der Abhebekonfiguration zur Steigflugkonfiguration würde durch den Zeitpunkt vollendet werden, in dem das Flugzeug 10 ein Höhe von angenähert 700 Fuß erreicht, an welcher Stelle die Lärmbelästigung für die Gemeinschaft ein akutes Problem wird.
Nachdem das Vorstehende als Hintergrundinformation vorgetragen worden ist, wird nun die Aufmerksamkeit auf eine Beschreibung der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die Fig. 2 bis 5 gelenkt.
Es sei auf Fig. 2 Bezug genommen (die, wie das Fig. 1 ist, eine Aufsicht von oben auf den Grundriß ist), woraus ersichtlich ist, daß die erste Ausführungsform 110 in gewissen Hinsichten ähnlich dem Flugzeug der Fig. 1 insofern ist, als das Flugzeug 110 dieser ersten Ausführungsform einen Rumpf 112, Doppeldeltatragflächen 114, Hinterkantenklappen 116, Triebwerke 118, und eine Schwanzanordnung 120 (diese Schwanzanordnung 120 umfaßt den horizontalen Schwanzabschnitt 122 und eine vertikale Leitfläche 124) umfaßt. Außerdem ist, wie in dem Flugzeug der Fig. 1 nach dem Stand der Technik, der hochgepfeilte (Unterschall-)Innenbordtragflächenabschnitt 126 vorhanden, der Vorderkanten 128 von einem größeren Krümmungsradius hat (zum Beispiel 1 bis 2 Zoll, gemessen längs einer Schnittlinie, die parallel zu der freien Stromlinie ist) , und außerdem sind die weniger gepfeilten (Überschall-)Außenbordtragflächenabschnitte 130 vorhanden, die weniger gepfeilte Vorderkanten 132 von viel kleinerem Krümmungsradius haben. In einer bevorzugten Form dieser ersten Ausführungsform, bei welcher das Flugzeug auf einen Reiseflug mit Mach 2,4 ausgelegt ist, ist der Pfeilungswinkel der hochgepfeilten Innenbordvorderkante 128 etwa 73º. Es ist jedoch ersichtlich, daß der Pfeilungswinkel dieser Unterschall-Vorderkante gemäß der Reiseflug-Machzahl und möglicherweise gemäß anderen Auslegungsfaktoren variieren kann.
In dieser ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sind (oder können sein), wie in Fig. 2 gezeigt ist, die Außenbordtragflächenabschnitte 130 in der Gesamtausbildung im wesentlichen die gleichen wie die Außenbordtragflächenteile 30 des Flugzeugs 10 der Fig. 1. Demgemäß sind, wie in Fig. 2 gezeigt ist, Vorderkantenhilfsflügel oder -klappen 134 vorhanden, welche Wölbungs- bzw. Senkungsnasenklappen oder irgendeine andere Vorderkanteneinrichtung sind (oder sein können), und diese weniger gepfeilte Vorderkante 32 ist ziemlich scharf. Jedoch unterscheidet sich das Flugzeug 110 der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung signifikant von dem Flugzeug 10 der Fig. 1 mit Bezug auf die Ausbildung und den Betrieb der Innenbordtragflächenabschnitte 126.
In der ersten Ausführungsform der Fig. 2 sind die Vorderkantenteile 128 der Innenbordtragflächenabschnitte 126 ohne mechanische Hochauftriebseinrichtungen und umfassen demgemäß eine stationäre äußere Hautstruktur. Es ist ein Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsog durch eine perforierte Saugoberfläche längs eines schmalen Streifens 136 vorgesehen, der sich von dem vordersten Vorderkantenort 138 nach rückwärts zu einer Verbindungslinie 140 erstreckt, wo der Innenbordvorderkantenteil 128 auf den Außenbordvorderkantenteil 132 trifft. Es ist aus Fig. 3 ersichtlich, daß sich die vordere längsweise Kante 142 des Grenschichtsaugstreifens 136 an (oder nahe benachbart) dem Grundriß-"Höhepunkt" des Flugzeugs 130 befindet. (Die Bezeichnung "Höhepunkt" bezieht sich auf die Umfangsrandlinie des Flugzeugs 110, gesehen in Aufsichtsansicht des Flugzeugs von oben.) Die rückwärtige längsweise Kante 144 des Saugstreifens 136 ist in einer kurzen Entfernung hinter der vorderen Linie 142 positioniert und befindet sich in einem vorderen Teil der oberen Tragflächenoberfläche 146.
Das Mittel zum Anwenden des Sogs auf den Saugstreifen 136 ist etwas schematisch in Fig. 3 gezeigt, wo eine Pumpeinrichtung 147 zum Erzeugen des Sogs gezeigt ist, und eine Plenumkammer 148, die auf bzw. an der innenseitigen Oberfläche des Saugstreifens 136 positioniert ist, in welche die Außenluft gezogen wird. In der Beschreibung der zweiten Ausführungsform der Fig. 6 bis 8 wird das Saugsystem für die zweite Ausführungsform etwas vollständiger erörtert. Es ist ersichtlich, daß die angemessene Komponenten aus dieser zweiten Ausführungsform, wie eine Saugpumpe, Ventile und Kanäle (wie auch andere Komponenten, die in dem Stand der Technik bekannt sind) in dieser ersten Ausführungsform dazu verwendet werden können, den Sog durch diesen Streifen 136 zu erzeugen und den Betrieb desselben zu steuern bzw. regeln.
Um den Betrieb der ersten Ausführungsform, die in den Fig. 2 bis 5 gezeigt ist, zu beschreiben, sei zunächst der Betrieb des Flugzeugs 110 während des Starts und des anfänglichen Steigflugs betrachtet. Wenn das Flugzeug 110 auf der Startbahn Geschwindigkeit gewinnt und sich in einen höheren Ansteliwinkel dreht, um das Abheben auszuführen und dann mit dem anfänglichen Steigflug fortfährt, befindet sich das Flugzeug 110 in einem relativ hohen Anstellwinkel (zum Beispiel typischerweise 10 bis 14 Grad). Bei diesem hohen Anstellwinkel folgt, wie in Fig. 5 gezeigt ist, die eine Aufsicht von unten ist, die Luftströmung längs der unteren Tragflächenoberfläche 149 benachbart jeder Vorderkante 128 einer Anlagerungslinie 150, die innenbords von der Vorderkante 128 ist. Die Strömung 152 außenbords von dieser Anlagerungslinie 150 strömt nach rückwärts und auswärts um die Vorderkante 128 herum und dann aufwärts. Die Strömung 154 innenbords von der Anlagerungslinie 150 fährt fort, längs der unteren Oberfläche 148 nach rückwärts zu strömen.
Die Strömung 152, die nach aufwärts und um die Vorderkante 128 strömt, hat die Tendenz sich zu abzutrennen und sich zu einem starken Wirbel zu entwickeln, der über die obere Oberfläche der Tragfläche 114 fegt. Jedoch wird, wenn genügend Sog durch den Streifen 136 angewandt wird, diese Strömungsabtrennung verhindert, und dieser Wirbel wird unterdrückt, so daß der Strömungswiderstand wesentlich vermindert wird.
Es ist an dieser Stelle hilfreich, wenigstens eine Unterscheidung bezüglich der Sauglaminarströmungssteuerung bzw. -regelung und der Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung, welche zum Verhindern oder Hemmen von abgetrennter Strömung und demgemäß zum Fördern von anliegender Strömung eingerichtet ist, zu machen. Der Saug- bzw. Sogkoeffizient für Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung ist typischerweise ziemlich klein, in der Größenordnung von 0,0005. Andererseits hat der Saug- bzw. Sogkoeffizient für die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung zum Verhindern von abgetrennter Strömung einen Saug- bzw. Sogkoeffizienten, welcher zum Beispiel 20- bis 40mal so groß wie der Sogkoeffizient für Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung sein könnte. Dieses wird hier später vollständiger in Verbindung mit der Beschreibung der zweiten Ausführungsform erörtert, wo beide, Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung (die richtiger als "Saug-Trennströmungs-Steuerung bzw. -Regelung" bezeichnet werden könnte) und Laminarströmungssaugsteuerung bzw. -regelung in Verbindung miteinander angewandt werden.
Der Sog durch die beiden Wirbelstreifen 136 wird wie folgt bewerkstelligt. Während des Startens und des Beginns des Steigflugs wird kein Sog durch die Streifen 136 angewandt (oder höchstens ein kleiner Betrag an Sog), so daß zwei starke Wirbel fähig sind, sich an den Innenbordteilen der Tragflächen 114 zu entwickeln und nach rückwärts über die oberen Tragflächenoberflächen zu laufen. Wie vorher angedeutet, erzeugen dieses beiden Wirbel in bzw. an einer hochgepfeilten Tragfläche einen wesentlichen Auftrieb, wobei der Nachteil der ist, daß wegen des entwickelten großen Betrags an Strömungswiderstand eine größere Leistung von den Triebwerken 118 gefordert wird. Jedoch wäre, wenn das Flugzeug 110 startet oder auf sehr niedriger Höhe ist, der durch den erhöhten Schub entwickelte größere Lärm auf akzeptablen Niveaus für die unmittelbare Flughafennähe. Wenn das Flugzeug fortfährt zu steigen, ist jedoch zu erwarten, daß es über Gebiete fliegt, wo der durch die höheren Triebwerksleistungseinstellungen erzeugte Lärm umgebungsmäßig zu beanstanden sein würde. Zu dieser Zeit würde die Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung aktiviert werden, um genügend Luft einzusaugen, die über die Vorderkanten 128 strömt, um die Wirkung der Wirbel zur wesentlichen Verminderung des Strömungswiderstands im wesentlichen auszuschalten (oder zu mildern). Gleichzeitig würde die Leistungseinstellung der Triebwerke 118 herabgesetzt, so daß weniger Lärm erzeugt werden würde. Trotzdem wäre das Flugzeug fähig, einen Anstellwinkel aufrechtzuerhalten, der genügt, um genug Auftrieb zu Fortsetzen des Steigflugs zu entwickeln.
Es versteht sich natürlich, daß die Aktivierung des Sogs durch die Grenzschichtstreifen 136 programmiert werden könnte, um die Leistungsfähigkeit zu optimieren. Demgemäß mag während des Abhebens keine Anwendung von Sog durch die Streifen 136 vorhanden sein, und dieser könnte nach einem Programm erhöht werden, wenn sich das Flugzeug der Höhe annähert, wo der Lärm für die Gemeinschaft ein akutes Problem wird. Außerdem könnte, wenn das Flugzeug 110 mit dem Steigflug fortfährt und der Anstellwinkel etwas geringer wird, der Sog durch die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 136 weiter verringert oder sogar vollständig abgeschaltet werden. Im allgemeinen würde während des Unterschallsteigflugs die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsweise fortgesetzt werden, bis das Flugzeug 110 von geographischen Gebieten entfernt ist, wo übermäßiger Lärm von dem Flugzeug zu beanstanden wäre.
Eine Analyse der Leistungsfähigkeit eines Flugzeugs 110, das die vorliegende Erfindung verwirklicht, wurde bezüglich der in Fig. 1 veranschaulichten Flugzeuggestaltung gemacht. Diese Analyse zeigt, daß, wenn der Auftrieb geteilt durch den Strömungswiderstand (L/D) gegen den Auftriebskoeffizienten während Bedingungen des ausgehenden Steigflugs, in denen eine relativ hohe Leistungseinstellung vorhanden ist, aufgetragen wird, das Flugzeug 110 der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ein verbessertes L/D gegenüber jenem zeigt, das in Fig. 1 veranschaulicht ist.
Die Analyse zeigt auch, daß für einen Anstellwinkel, der typisch während des ausgehenden Steigflugs ist, unter Bedingungen, in denen der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelmechanismus ausgeschaltet ist, im Vergleich damit, wenn der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelmechanismus arbeitet, eine Erhöhung im Längs- bzw. Kippmoment vorhanden ist, von der es notwendig ist, daß sie kompensiert wird. (Das Abschalten der Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung würde unter Umständen erfolgen, in denen eine mögliche Fehlfunktion des BLC-Systems vorhanden ist.) Jedoch hat der Horizontalstabilisator, der für Startdrehungs- und Überziehrückbildungserfordernisse bemessen ist, umfassende Steuer- bzw. Regelkapazität, um der Längs- bzw. Kippmomentzunahme entgegenzuwirken, die aus einem unbeabsichtigten Verlust des Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsogs während des ausgehenden Steigflugs resultiert.
Im Fall eines unbeabsichtigten Verlusts des Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsogs an der hochgepfeilten Innenbordtragflächenvorderkante zeigt die Analyse, daß der Nettoauftrieb auf die Konfiguration wegen des Übergangs von dem Modus der anliegenden Strömung zum Wirbelauftriebsmodus etwas zunehmen würde. Dieses steht in scharfem Gegensatz zu dem Verhalten von niedriggepfeilten Tragflächen (20º bis 35º Vorderkantenpfeilung, die typisch für Unterschalltransportflugzeuge ist), wo der Verlust der Vorderkantengrenzschichtsteuerung bzw. -regelung (sofern damit ausgestattet) zu einem dramatischen Verlust des Auftriebs und zum Tiefüberziehen führen würde. Aus diesem Grund ruft eine Verwirklichung von BLC auf niedriggepfeilten Tragflächen ernsthafte Sicherheitsbesorgnisse hervor, die in der vorliegenden Anwendung bei hochgepfeilten Tragflächen nicht relevant sind.
Insgesamt sind die Verbesserungen, die durch die erste Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zur Verfügung gestellt werden, die, daß ein verbesserter Auftrieb-durch-Strömungswiderstand während des ausgehenden Steigflugs vorhanden ist, sowie Ausschaltung von Systemen, die erforderlich sind, um Vorderkanteneinrichtungen zu bewegen, Gewichts- und Kosteneinsparungen durch Eliminieren der Vorderkantenhardware und -systeme, und außerdem ein Gewinn ein Kraftstoffvolumen in dem Vorderkantenbereich. Andererseits bestehen die Nachteile der Innenbordtragflächenvorderkanteneinrichtungsentfernung darin, daß ein Erfordernis vorhanden sein würde, die horizontale Schwanzfläche um einen kleinen Betrag für die Startdrehung und Überziehrückbildung zu erhöhen. Außerdem ist ein etwas verminderter Auftriebskoeffizient während des Anflugs bei einem maximalen Ansteliwinkel für das Aufsetzen vorhanden, wobei dieses eine Folge der Spitzenklappenentfernung ist.
Eine zweite Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist in den Fig. 6 bis 8 veranschaulicht. Diese zweite Ausführungsform 210 ist ähnlich bzw. gleichartig der ersten Ausführungsform, ausgenommen, daß zusätzlich zur Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung Sauglaminarströmungssteuerung bzw. -regelung angewandt wird. Weiter ist die Verwendung von Heißluft hinzugefügt, die auswärts geblasen wird, um zum Vereisungsschutz über die Vorderkantenoberfläche zu strömen.
In Fig. 6 ist das Flugzeug 210 gezeigt, das einen Rumpf 212, Tragflächen 214, Hinterkantenklappen 216, Triebwerke 218 und eine Schwanzanordnung 220 (welche den horizontalen Schwanzabschnitt 222 und die vertikale Leitfläche 224 umfaßt) hat. Außerdem ist wie in der ersten Ausführungsform der innenbords befindliche hochgepfeilte Innenbordtragflächenteil 226 mit einer Vorderkante 228 und der weniger gepfeilte Außenbordtragflächenteil 230 mit der Vorderkante 232 vorhanden. Weiter gibt es, wie in der ersten Ausführungsform, die Vorderkanteneinrichtungen 234 auf bzw. in den Außenbordvorderkanten 232.
Die zusätzlichen Merkmale dieser zweiten Ausführungsform werden nun unter anfänglicher Bezugnahme auf Fig. 7 beschrieben. Es ist ersichtlich, daß es, wie in der ersten Ausführungsform einen Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 236 gibt, der sich von dem vorwärtigsten Teil 238 der Vorderkante 228 bis zu dem Verbindungsort 240 erstreckt, wo die Vorderkante 228 auf die Außenbordvorderkante 232 trifft (siehe Fig. 6), und der eine Vorder- und Hinterkante 242 und 244 hat (siehe Fig. 7). Außerdem ist unmittelbar rückwärts von dem Grenzschichtsteuerbzw. -regelstreifen 236 an bzw. in jeder vorderen oberen Tragflächenoberfläche 258 ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifen 260 vorhanden. Unmittelbar benachbart dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 236 und sich nach abwärts und rückwärts von der vorderen Kante 242 des Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifens 236 erstreckend, ist ein Kombinations-Transpirationsvereisungsschutz-und-Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifen 262 positioniert. Dann ist benachbart zu (und unmittelbar rückwärts von) dem Streifen 262 ein unterer Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifen 264 vorhanden. Diese Streifen 236, 260, 262 und 264 erstrecken sich längs der Länge der vorwärtigen Vorderkanten 228 der Tragflächen 214.
Es sei kurz der Betrieb der verschiedenen unmittelbar vorstehend unter Bezugnahme auf Fig. 7 beschriebenen Streifen erörtert, wobei der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 236 im wesentlichen die gleiche Funktion erfüllt, wie er das in der ersten Ausführungsform tut. Spezieller ist es so, daß im Hochauftriebsbetrieb während jenes Teils des ausgehenden Steigflugs, in dem es erwünscht ist, ein hohes L/D zu haben, Sog durch die Streifen 236 für die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung angewandt wird, um im wesentlichen den von jeder hochgepfeilten Vorderkante her erzeugten Wirbel auszuschalten (oder die Wirkung des Wirbels wesentlich zu mildern). Jedoch können zusätzlich, wenn es gewünscht wird, Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung zu benutzen (zum Beispiel während Unterschall-Reiseflug), die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 236 in Verbindung mit den Streifen 260, 262 und 264 benutzt werden, um eine Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung zu bewerkstelligen.
Eine noch andere Funktion des in Fig. 7 gezeigten Vorderkantensystems besteht darin, daß jeder Streifen 262 auch zum Herausblasen von Heißluft für Transpirationsvereisungsschutz verwendet werden kann. (Dieses Konzept des Verwendens einer perforierten Tragflächenoberfläche sowohl für Laminarströmungsoder Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung der Luft durch Sog als auch für Vereisungsschutz durch Ausblasen von Heißluft ist vollständiger in dem US-Patent 5 114 100 beschrieben, das am 19. Mai 1992 herausgegeben worden ist und den Titel "ANTI- ICING SYSTEM FOR AIRCRAFT" hat sowie als seine Erfinder K.C. Rudolph und Dezso Georgefalvy nennt, welches durch Bezugnahme hierin aufgenommen wird.)
Fig. 8 zeigt schematisch das Steuer- bzw. Regelsystem für die Einrichtung der Fig. 7 dieser zweiten Ausführungsform Es sind zwei konzentrisch ausgebildete Kanäle 266 und 268 gezeigt. Der Kanal 266 hat einen äußeren zylindrischen Kanalteil 270 und einen inneren konzentrischen zylindrischen Kanalteil 272. Der innere Kanalteil 272 ist durch ein Rohrmittel 274 mit einer Kammer 276 verbunden, die unmittelbar benachbart der inneren Oberfläche des Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifens 236 positioniert ist. Der durch das äußere und innere Rohr 270 und 272 begrenzte ringförmige Bereich 278 führt durch ein Rohrmittel 280 zu einer Kammer 282, die unmittelbar benachbart der inneren Oberfläche des vorerwähnten oberen Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifens 260 ist.
Der konzentrische Kanal 268 umfaßt einen äußeren Kanal 284 und einen inneren Kanal 286. Der innere Kanal 286 ist durch ein Rohrmittel 288 mit einer Kammer 290 verbunden, die sich unmittelbar benachbart der inneren Oberfläche des Vereisungsschutz- und-Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifens 262 befindet. Die durch das innere und äußeren Rohr 286 und 284 begrenzte ringförmige Kammer 292 ist durch ein Rohrmittel 294 mit einer Plenumkammer 296 unmittelbar benachbart der inneren Oberfläche des unteren Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifens 264 verbunden.
Der ringförmige Durchgang 278 führt durch ein erstes Strömungssteuer- bzw. -regelventil 298 zu einem zweiten Steuerbzw. Regelventil 300. Das innere Rohr 274 hat einen Umgehungsteil 302, welcher das Ventil 298 umgeht und an einem Ort zwischen den Ventilen 298 und 300 zurück in das äußere Rohr 270 führt. Der Sog wird durch eine erste Saugpumpe 304 geliefert, welche mittels einer Turbine 306 angetrieben wird, die ihrerseits durch die Abzapfluft von einem oder mehreren der Triebwerke 218 angetrieben wird.
Wie oben angegeben, kann der Streifen 262 entweder in dem Laminarströmungssteuer- bzw. -regelmodus funktionieren, worin er Luft einsaugt, oder in dem Transpirationsvereisungsschutzmodus, worin er Heißluft herausbläst. Demgemäß führt die innere Leitung 286 des Kanals 268 durch ein Ventil 308, das in einer von zwei Positionen arbeitet. In einer ersten Position, die in Fig. 8 gezeigt ist, leitet das Ventil 308 heiße Abzapfluft von einem oder mehreren der Triebwerke 218 durch das Rohr 310, durch das Ventil 308 und in die innere Leitung 286, um in die Kammer 290 zu gehen, um zu bewirken, daß Heißluft durch den Streifen 262 nach auswärts geht. Dann strömt diese Heißluft von dem Streifen 262 aus so, daß sie nach aufwärts und über die Oberflächen der Streifen 236 und 260 fegt.
In dem Laminarströmungssteuer- bzw. -regelmodus ist das Ventil 308 in der in Fig. 8A gezeigten Position, worin das Ventil 308 so positioniert ist, daß die Strömung von heißer Abzapfluft aus dem Rohr 310 abgeblockt wird und die innere Leitung 286 direkt in den inneren Bereich 312 des äußeren Rohrs 284 führt. Das Rohr 284 führt seinerseits zu einem Steuer- bzw. Regelventil 314, welches wiederum zu einer zweiten Saugpumpe 316 führt, die von einer zweiten Turbine 318 betrieben wird, wel che durch Luft von einem oder mehreren der Triebwerke 218 angetrieben wird.
Es sei der Betrieb dieser zweiten Ausführungsform 210 beschrieben, wonach während des Starts und anfänglichen Steigflugs die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelströmung durch die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen 236 in im wesentlichen der gleichen Art und Weise, wie in der ersten Ausführungsform angegeben, betrieben wird. In dieser Betriebsart würde das Ventil 298 in seiner geschlossenen Position sein, die in Fig. 8 gezeigt ist, und das Steuer- bzw. Regelventil 300 würde selektiv betrieben werden, um die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelströmung zu steuern bzw. zu regeln, wie in der Beschreibung der ersten Ausführungsform angegeben ist. Außerdem ist während des Starts und anfänglichen Steigflugs das Ventil 308 in der Position der Fig. 8A, und das Ventil 314 ist geschlossen, so daß keine Strömung durch irgendeinen der Oberflächenstreifen 262 oder 264 vorhanden ist.
Es sei nun angenommen, daß das Flugzeug 210 vom Start durch den anfänglichen Steigflug geht und Vereisungsbedingungen auftreten. Zu dieser Zeit wird das Ventil 308 in die Position der Fig. 8 bewegt, und Vereisungsschutz-Abzapfluft von dem Triebwerk oder den Triebwerken 218 strömt durch das Rohr 310, durch die innere Leitung 286 und aus dem Plenum 290 auswärts durch die Streifen 236 als Vereisungsschutzluft. Wie oben angegeben, strömt diese Vereisungsschutzluft nach aufwärts über die Vorderkante der Tragfläche und eine kurze Strecke über die obere Oberfläche, um die Bildung von Eis auf dem Vorderkantenteil der Tragfläche zu verhindern.
Es sei nun angenommen, daß das Flugzeug den Durchgang durch den anfänglichen Teil seines Steigflugs vollendet hat und nun eine Geschwindigkeit im Überschallbereich erreicht hat, wo die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung von Vorteil sein kann. (Es wäre zu erwarten, daß dieses während des letzteren Teils des Steigflugs durch den Überschallbereich und außerdem bei Überschallreiseflug auftritt.) Zu dieser Zeit wird das Ventil 298 aus seiner Position in Fig. 8 in seine Position in Fig. 88 bewegt, so daß demgemäß der ringförmige Durchgang 278 zu dem Steuer- bzw. Regelventil 300 geöffnet wird. Gleichzeitig wird das Steuer- bzw. Regelventil 300 in der angemessenen Position zum Erzeugen des richtigen Betrags an Sog für die Kammern 276 und 282 plaziert, um Laminarströmungssteuer- bzw. -regelluft durch die Oberflächenstreifen 236 und 260 hereinzuziehen. Zur gleichen Zeit wird das Ventil 308 aus der Position der Fig. 8 in die Position der Fig. 8A bewegt, so daß demgemäß die Strömung von heißer Abzapfluft aus dem Triebwerk 218 abgeschaltet und außerdem die innere Leitung 286 mit dem Ventil 314 verbunden wird. Dann wird das Ventil 314 in die angemessene Position zum Erzeugen des richtigen Betrags an Sog eingestellt, um die gewünschte Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung an bzw. in den Oberflächenstreifen 262 und 264 zu erhalten.
Es versteht sich natürlich, daß das in Fig. 8 veranschaulichte Saugsteuer- bzw. -regelsystem etwas schematisch ist und natürlich verschiedene Anderungen ausgeführt werden können. Zum Beispiel können Ventile hinzugefügt oder umgeordnet werden, um andere Steuer- bzw. Regelcharakteristika zu erhalten. In einer möglichen Anordnung kann ein zusätzliches Ventil in der Umgehungsleitung 302 angeordnet werden, so daß diese Strömung zusätzlich zu der Steuerung bzw. Regelung, die durch das Ventil 300 vorgesehen ist, gesteuert bzw. geregelt werden kann, oder möglicherweise das Ventil 300 weggelassen werden kann. Ähnliche Abwandlungen können mit Bezug auf die Ventilausrüstung bei 308 und 314 ausgeführt werden.
Die Analyse hat gezeigt, daß die Strömungserfordernisse für den Grenzschichtsteuerungs- bzw. -regelungsbetrieb (genauer Trennströmungssteuerungs- bzw. -regelungsbetrieb) im Vergleich mit dem Laminarströmungssteuerungs- bzw. -regelungsbetrieb zeigen, daß die Volumenflüsse für die beiden Anwendungen vergleichbar sind. Demgemäß sollten die Größen der Saugkanäle und der Kompressoren in den in Fig. 8 gezeigten Systemen, wenn sie für die Laminarströmungssteuer- bzw. -regelbetriebsart ausgelegt sind, für die Grenzschichtsteuerungs- bzw. -regelungsanwendung adäquat sein, wenn nur der eine Grenzschichtsteuerbzw. -regelstreifen 236 benutzt wird. Diese Analyse ist wie folgt:
Typischerweise ist der Saug- bzw. Sogkoeffizient (Cq) für Laminaroberflächenströmung angenähert gleich 0,0005. Andererseits ist der Saug- bzw. Sogkoeffizient (Cq) für Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung (genauer Strömungstrennsteuerung bzw. -regelung) in der Größenordnung von 0,01 bis 0,02. Demgemäß ist der Saug- bzw. Sogkoeffizient generell 20- bis 40mal so groß für BLC (d.h. Strömungstrennungssteuerung bzw. -regelung) wie er für Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung ist. (Der nichtdimensionelle Saug- bzw. Sogkoeffizient (Cq) ist definiert als PoVo/G∞.)
Andererseits ist in Betracht zu ziehen, daß die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung gewöhnlich während Überschall- Reiseflug arbeitet, wo die Machzahl zum Beispiel 2,4 und die Höhe des Flugzeugs 60.000 Fuß sein kann. Weiter ist während Überschall-Reiseflug eine relativ hohe Oberflächentemperatur unmittelbar benachbart den Flugzeugoberflächen vorhanden. Andererseits wäre die Geschwindigkeit während des anfänglichen Unterschall-Steigflugs zum Beispiel Mach 0,3 und die Höhe möglicherweise 1.000 Fuß (was von der Höhe der Startbahn abhängt). Unter diesen Bedingungen wäre der freie Strömungsmassenfluß während des Steigflugs, wenn die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung verwendet würde, etwa gleich 1,5 des freien Strömungsmassenflusses bei Überschall-Reiseflug, wo die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung gewöhnlich verwendet wird. Daher wäre der Oberflächenmassenfluß ( oVo), wenn die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung während des Starts angewandt wird, das 30- bis 60fache des Oberflächenmassenflusses während der Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung.
Typischerweise ist es, wenn der Druck, die Temperatur und die Luftdichte an der Saugoberfläche für Überschall-Reiseflug (wo die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung stattfinden würde) mit den Bedingungen beim ausgehenden Steigflug (wo die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung stattfinden würde) verglichen wird, derart, daß die Luftdichte an der Saugoberfläche während des ausgehenden Steigflugs, wenn die Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung angewandt werden würde, etwa das 20fache der Luftdichte an der Saugoberfläche bei Überschall- Reiseflug wäre, wo die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung angewandt werden würde. Hieraus kann geschlossen werden, daß die Saugluftgeschwindigkeit an der Oberfläche unter Bedingungen der Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung angenähert das 1,5- bis 3fache der Geschwindigkeit während des Grenzschichtsteuerungs- bzw. -regelungsmodus während des Starts sein würde. Da der Hautdruckabfall proportional der Saugluftgeschwindigkeit ist, würde der Hautdruckabfall in dem BLC-Modus auch das 1,5- bis 3fache des Hautdruckabfalls in dem LFC- Modus sein, was ziemlich akzeptabel ist. Demgemäß kann aus dieser Analyse vernünftigerweise geschlossen werden, daß das Saugsystem, welches für Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung benutzt würde, adäquat für den Grenzschichtsteuerungs- bzw. -regelungsmodus wäre. Andere in Betracht zu ziehende Tatsachen sind, daß die Temperatur der Saugluft während des Laminarströmungssteuer- bzw. -regelmodus etwas höher ist, was demgemäß zu einer etwas höheren Viskosität und einem etwas höheren Druckabfall für einen gegebenen Volumenfluß führt. Ein höherer Druckabfall ist in dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelmodus auch tolerierbar, weil der Außendruck, verglichen mit den Reisefluglaminarströmungssteuer- bzw. -regelbedingungen wesentlich höher ist.
Die Eliminierung der Vorderkanteneinrichtungen variabler Geometrie auf bzw. in der hochgepfeilten Innenbordtragfläche eliminiert auch potentielle Stufen und Spalte auf der Oberfläche, die für das Aufrechterhalten von Laminarströmung nicht akzeptabel wären, wobei es der Einbau der Vorderkantensaugoberfläche fester Geometrie auf bzw. in der Innenbordtragfläche viel leichter macht, die Oberflächenglattsheitserfordernisse zum Aufrechterhalten von Laminarströmung zu erreichen.
Bevor eine dritte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die in Fig. 10 gezeigt ist, beschrieben wird, sei zunächst auf Fig. 9 Bezug genommen, welche eine Aufsicht ist, die eine andere Konfiguration von einem Überschallflugzeug des Standes der Technik veranschaulicht. Dieses Flugzeug 410 hat die Pfeiltragflächenkonfiguration, in der die gesamte Vorderkante der Tragfläche hochgepfeilt bzw. in hohem Maße gepfeilt ist. Dieses Flugzeug 410 umfaßt einen Rumpf 412, Tragflächen 414, Hinterkantenklappen 416, eine Mehrzahl von Triebwerken 418 und eine Schwanzanordnung, die einen horizontalen Schwanzabschnitt 422 und eine vertikale Leitfläche 424 umfaßt.
Jedoch ist die gesamte Vorderkante 428 eine in hohem Maße gepfeilte Vorderkante, die sich über die ganze Länge des ganzen hinteren Teils der Tragfläche erstreckt, wobei ein relativ kurzer Tragflächenspitzenendabschnitt 430 vorhanden ist, der parallel zu der Stromlinie ist. Die Vorderkanten 428 der Tragflächen 414 sind mit einer Mehrzahl von Vorderkantenklappen oder -hilfsflügeln 432 versehen.
Fig. 10 veranschaulicht eine dritte Ausführungsform 510 der vorliegenden Erfindung, in der die Pfeiltragflächenkonfiguration verwendet wird. Diese dritte Ausführungsform 510 der vorliegenden Erfindung ist im wesentlichen ähnlich bzw. gleichartig dem Flugzeug der Fig. 9 nach dem Stand der Technik. Demgemäß sind der Rumpf 512, Tragflächen 514, Hinterkantenklappen 516, Triebwerke 518 und eine Schwanzanordnung 520 bis 524 vorhanden. Es gibt eine hochgepfeilte Vorderkante 528, die sich über die gesamte Länge bis zu dem Tragflächenendspitzenteil 530 erstreckt. Jedoch sind, anstatt daß man die Vorderkantenklappen 432 hat, zwei Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifen 536 vorhanden, die sich in einer Art und Weise über die Länge der hochgepfeilten Vorderkante erstrecken, welche den früheren beiden Ausführungsformen gleichartig bzw. ähnlich ist. Es wird angenommen, daß die Konfiguration und die Betriebsart dieser dritten Ausführungsform leicht von dem Lesen der Beschreibung der ersten beiden Ausführungsformen her verständlich ist. Spezieller ist es so, daß die Sauggrenzschichtsteuerung bzw. -regelung während des Steigflugs betrieben wird, um ein relativ hohes Auftriebs-durch-Strömungswiderstand-Verhältnis (L/D) vorzusehen, während noch genügend Auftrieb für den ausgehenden Steigflug und die Milderung des Triebwerkslärms geliefert wird.
Es ist natürlich ersichtlich, daß diese dritte Ausführungsform 510 weiter abgewandelt werden könnte, zum Beispiel, um Merkmale der in den Fig. 6 bis 8 gezeigten zweiten Ausführungsform aufzunehmen. Demgemäß könnten, wie in der zweiten Ausführungsform, zusätzlich zur Verwendung der Sauggrenzschichtsteuerbzw. -regelstreifen 536 (genauer der Strömungsabtrennsteuerbzw. -regelstreifen 536) außerdem Sauglaminarströmungsbereiche hinzugefügt werden.
Mit Bezug auf verschiedene Gestaltungsmerkmale der vorliegenden Erfindung ist es so, daß die Ausbildung der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugbereiche 236, 336 und 536 wünschenswerterweise dadurch erreicht wird, daß man die verfügbare Technologie bezüglich der Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung benutzt. Gegenwärtige Auslegungen zeigen, daß die Größe der Saugöffnungen zum Beispiel zwischen 0,05 und 0,08 mm (0,002 Zoll bis 0,003 Zoll) sein könnte, und die Beabstandung dieser Löcher zwischen 0,25 und 0,64 mm (0,01 Zoll bis 0,025 Zoll) sein könnte. Die gegenwärtige Analyse zeigt, daß die Breite der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelstreifen (genommen längs einer Stromlinie, die parallel zur Längsachse des Flugzeugs ist) zwischen etwa 1 % bis 2 % der Tragflächensehnenlänge wäre. Demgemäß würde, wenn die Sehnenlänge des Flugzeugs in einer Außenbordrichtung abnimmt, erwartet werden, daß die Breite der Grenzschichtstreifen (136, 236 oder 536) entsprechend abnehmen würde. Jedoch kann sich innerhalb des breiteren Bereichs der vorliegenden Erfindung unter gewissen Umständen diese Breitendimension um möglicherweise etwas größer als 2 % ändern, möglicherweise so hoch wie 4 bis 5 %. Außerdem kann eine weitere Analyse zeigen, daß diese 2 %-Dimension der Saugstreifen 136, 236 oder 536 höher sein sollte, wo die Sehnenlänge viel kürzer ist.
Mit Bezug auf die Dimensionierung des Laminarströmungssteuerbzw. -regelstreifens 260 der zweiten Ausführungsform zeigt die vorliegende Analyse, daß die Gesamtbreitendimension (d.h. die Dimension, die parallel zu der Längsachse des Flugzeugs genommen ist) etwa 10 % der Sehnenlänge sein würde. Demgemäß wäre dann, wenn der Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifen 236 2 % der Sehnenlänge ist, die Breite des Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifens 260 angenähert 8 % (abhängig von speziellen Auslegungsüberlegungen), um während LFC eine Gesamtheit von 10 % auszumachen. Normalerweise wird sich, wenn eine Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung über zum Beispiel 10 % der Sehnenlänge der Tragfläche angewandt wird, die Laminarströmung über die Tragflächenoberfläche bis zu möglicherweise zusätzlichen 20 % der Sehnenlänge fortsetzen. Demgemäß kann es wünschenswert sein, noch einen zusätzlichen Laminarströmungssteuer- bzw. -regelstreifen näher an der Mittelspannweitenlinie in jeder Tragfläche hinzuzufügen, um noch zusätzliche Laminarströmung über die Tragflächenoberfläche zu erhalten.
Bezüglich des Saugdruckdifferentials von der Außenseiten- zu der Innenseitenoberfläche, wo Sog angewandt wird, zeigt die vorliegende Analyse, daß dieses normalerweise zwischen 950 und 2.400 Pa (20 bis 50 Pounds pro Quadratfuß) Druckdifferential sein würde.

Claims

1. Überschallflugzeug, umfassend:

a. eine Tragfläche, die eine obere Oberfläche und einen in hohem Grade gepfeilten Unterschall-Vorderkantenteil hat, welcher so angeordnet bzw. eingerichtet ist, daß er bei hohen Anstellwinkeln abgetrennte Strömung entwickelt, die sich in einen Wirbel entwickelt, der sich über die obere Oberfläche der Tragfläche bewegt;

b. wobei der Vorderkantenteil eine äußere Oberfläche hat und an bzw. in der äußeren Oberfläche ein Grenzschichtsteuerbzw. -regelsaugstreifenmittel hat, das sich längs des Vorderkantenteils erstreckt;

c. Saugmittel zum Einziehen von Außenluft durch das Saugstreifenmittel; und

d. wobei das Saugmittel in einer Art und Weise angeordnet bzw. eingerichtet und das Saugstreifenmittel in einer Art und Weise positioniert, konfiguriert und angeordnet bzw. eingerichtet ist, daß der Betrieb des Saugmittels zum Einziehen der Außenluft durch das Saugstreifenmittel abgetrennte Luftströmung so mildert bzw. vermindert, daß die Entwicklung des Wirbels gemildert bzw. vermindert wird.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, worin die äußere Oberfläche des Vorderkantenteils im wesentlichen fixiert ist.

3. Flugzeug nach Anspruch 2, worin das Saugstreifenmittel benachbart einem Vorderkanten-Höhepunktsbereich der Tragfläche ist.

4. Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Saugstreifenmittel benachbart einem Vorderkanten-Höhepunktsbereich der Tragfläche ist.

5. Flugzeug nach Anspruch 1, worin die Tragfläche außerdem einen zweiten, weniger gepfeilten Überschall-Vorderkantenteil hat.

6. Flugzeug nach Anspruch 5, worin das Flugzeug eine Grundriß-Doppeldeltakonfiguration hat, worin der in hohem Grade gepfeilte Unterschall-Vorderkantenteil an einem mehr vorwärtigen Innenbordort ist, und der weniger gepfeilte Überschall- Vorderkantenteil an einem rückwärtigen, mehr außenbords befindlichen Ort ist.

7. Flugzeug nach Anspruch 6, worin der weniger gepfeilte Überschall-Vorderkantenteil mechanisch betätigbare Vorderkanten-Hochauftriebseinrichtungsmittel hat, um abgetrennte Strömung bei hohen Anstellwinkeln wenigstens teilweise zu mildern bzw. zu vermindern.

8. Flugzeug nach Anspruch 1, worin sich der in hohem Grade gepfeilte Vorderkantenteil im wesentlichen längs einer gesamten Vorderkante der Tragfläche erstreckt.

9. Flugzeug nach Anspruch 1, worin sich ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel auf bzw. in einem Oberflächenbereich der Tragfläche befindet und das Saugmittel zum Einziehen von Außenluft auch durch das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel angeordnet bzw. eingerichtet ist.

10. Flugzeug nach Anspruch 9, worin sich das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel benachbart zu und rückwärts von dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel befindet.

11. Flugzeug nach Anspruch 10, worin das Saugmittel zum Arbeiten in einem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelmodus angeordnet bzw. eingerichtet ist, um genügend Außenluft durch das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel zum Mildern bzw. Vermindern der abgetrennten Strömung einzuziehen, und außerdem zum Arbeiten in einem Laminarströmungssteuer- bzw. -regelmodus und Einziehen von Außenluft sowohl durch das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel als auch durch das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel mit einer Strömungsrate zum Bewirken von Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung durch sowohl das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel als auch das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel.

12. Flugzeug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel, das in einer Art und Weise benachbart dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel positioniert ist, daß Vereisungsschutzluft, die durch das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel nach auswärts geblasen wird, über wenigstens das Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel zum Vereisungsschutz desselben bläst.

13. Flugzeug nach Anspruch 12, worin das Saugmittel ein Mittel zum Einziehen von Außenluft durch das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel aufweist, und außerdem ein Vereisungsschutzmittel zum Abgeben von Vereisungsschutzluft an das Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel vorhanden ist.

14. Flugzeug nach Anspruch 13, worin sich ein zweites Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel rückwärts von dem Transpirationsvereisungsschutzstreifenmittel befindet und das Saugmittel weiter ein Mittel zum Ziehen von Außenluft durch das zweite Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel umfaßt.

15. Flugzeug nach Anspruch 1, worin das Grenzschichtsteuerbzw. -regelsaugstreifenmittel eine Breitendimension an bzw. in wenigstens einem Bereich des in hohem Grade gepfeilten Unterschall-Vorderkantenteils, genommen längs einer Linienparallelfreistromströmung relativ zu dem Flugzeug hat und die Breitendimension nicht größer als etwa 5 % einer Sehnenlänge der Tragfläche ist.

16. Flugzeug nach Anspruch 15, worin die Breitendimension zwischen etwa 1 % bis 5 % der Sehnenlänge ist.

17. Flugzeug nach Anspruch 16, worin die Breitendimension zwischen etwa 1 % und 2 % der Sehnenlänge ist.

18. Überschallflugzeug nach Anspruch 1, weiter umfassend:

a. einen Rumpf;

b. eine zweite Tragfläche, die eine zweite obere Oberfläche und einen zweiten in hohem Grade gepfeilten Unterschall- Vorderkantenteil hat, welcher so angeordnet bzw. eingerichtet ist, daß er bei hohen Anstellwinkeln abgetrennte Strömung entwickelt, die sich zu einem zweiten Wirbel entwickelt, der sich über die Oberfläche der zweiten Tragfläche bewegt;

c. wobei der zweite Vorderkantenteil eine zweite äußere Oberfläche hat und an der zweiten äußeren Oberfläche ein zweites Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmittel, das sich längs des zweiten Vorderkantenteils erstreckt;

d. ein Saugmittel, das zum Einziehen von Außenluft durch sowohl der erstgenannte als auch das zweite Saugstreifenmittel angeordnet bzw. eingerichtet ist;

e. wobei die erstgenannte und die zweite Tragfläche auf entgegengesetzter Seite des Rumpfs positioniert sind; und

f. wobei das Saugmittel in einer Art und Weise angeordnet bzw. eingerichtet und das erstgenannte und das zweite Saugstreifenmittel in einer Art und Weise positioniert, konf iguriert und angeordnet bzw. eingerichtet sind, daß der Betrieb des Saugmittels zum Ziehen der Außenluft durch das erstgenannte und das zweite Saugstreifenmittel abgetrennte Luftströmung vermindert bzw. mildert, so daß die Entwicklung des ersten und zweiten Wirbels vermindert bzw. gemildert wird.

19. Verfahren zum Betreiben eines Überschallflugzeugs, wobei das Verfahren folgendes umfaßt:

a. Versehen des Flugzeugs mit einer Tragfläche, die eine obere Oberfläche und einen in hohem Grade gepfeilten Unterschall-Vorderkantenteil hat, welcher so angeordnet bzw. eingerichtet ist, daß er bei hohen Anstellwinkeln abgetrennte Strömung entwickelt, die sich zu einem Wirbel entwickelt, der sich über die obere Oberfläche der Tragfläche bewegt;

b. Vorsehen eines Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsaugstreifenmitteis an bzw. in einer äußeren Oberfläche des Vorderkantentelis, das sich längs des Vorderkantenteils erstreckt;

c. Betreiben eines Saugmittels während einer Betriebsart hohen Anstellwinkels, um Außenluft durch das Saugstreifenmittel zum Vermindern bzw. Mildern abgetrennter Luftströmung einzuziehen, so daß die Entwicklung des Wirbels vermindert bzw. gemildert wird.