DE102019130596B4

DE102019130596B4 - Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an transsonisch operierenden Flugzeugen und Flugzeug mit Einrichtungen zur Durchführung des Verfahrens mittels direktem Eingriff in die aerodynamische Grenzschicht

Info

Publication number: DE102019130596B4
Application number: DE102019130596.9A
Authority: DE
Inventors: Kai BACKHAUS; Jürgen Arnold; Holger HENNINGS; Lorenz TICHY
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2019-11-13
Filing date: 2019-11-13
Publication date: 2022-10-27
Anticipated expiration: 2039-11-14
Also published as: WO2021094246A1; FR3102973A1; FR3102973B1; US20220324553A1; DE102019130596A1

Abstract

Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an einem transsonisch operierenden Flugzeug (10), das ein Paar von Flügelhälften (6) aufweist, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete (7) ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß (8) abschließen, wobei- temporär beim Annähern eine Flugenveloppe (1) mit steigender Flugmachzahl des Flugzeugs (10),- in mindestens einem der Überschallströmungsgebiete (7) an mindestens einer der beiden Flügelhälften (6)- eine Grenzschicht (15) der Strömung aufgedickt wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung derart aufgedickt wird,- dass sichergestellt ist, dass der das jeweilige Überschallströmungsgebiet (7) abschließende Verdichtungsstoß (8) bei der aktuellen Flugmachzahl des Flugzeugs (10) eine Ablösung der Grenzschicht (15) von der Flügelhälfte (6) induziert,- wobei ein Strömungswiderstand der einen der beiden Flügelhälften (6) erhöht wird.

Description

TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an einem transsonisch operierenden Flugzeug, das ein Paar von Flügelhälften aufweist, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß abschließen. Weiterhin bezieht sich die Erfindung auf ein Flugzeug mit einem Paar von Flügelhälften, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß abschließen, und Einrichtungen zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an dem transsonisch operierenden Flugzeug.
Wenn in dieser Beschreibung von einer Flügelhälfte die Rede ist, so kann es sich hierbei insbesondere um eine Tragflügelhälfte des jeweiligen Flugzeugs, aber auch eine Hälfte eines anderen Flügels, beispielsweise auch eines Höhenleitwerks des jeweiligen Flugzeugs, handeln.
STAND DER TECHNIK
Transsonisch operierende Flugzeuge können nur innerhalb einer fest definierten Flugenveloppe gefahrlos geflogen werden, die sich aus unterschiedlichen physikalischen Grenzen zusammensetzt. Im Bereich von Flugmachzahlen im hohen Unterschallbereich wird die Flugenveloppe maßgeblich durch aeroelastische Instabilitäten bestimmt. Das Auftreten dieser aeroelastischen Instabilitäten bei Flugmachzahlen im hohen Unterschallbereich kann durch Kompressibilitätseffekte auf der Oberseite der Flügelhälften erklärt werden, die entstehen, wenn die Anströmung der Flügelhälften eine kritische Flugmachzahl überschreitet. Die kritische Flugmachzahl ist die Flugmachzahl einer ungestörten Anströmung der Flügelhälften, bei der die lokale Strömung über den Flügelhälften zum ersten Mal Schallgeschwindigkeit erreicht. Die kritische Flugmachzahl ist maßgeblich von der Profilgeometrie und der Flügelpfeilung der Tragflügel abhängig. Bei Flugmachzahlen über der kritischen Flugmachzahl entsteht ein transsonisches Strömungsfeld mit einem lokalen Überschallgebiet zuerst auf der Unterdruckseite, mit zunehmender Flugmachzahl dann auch auf der Überdruckseite der Flügelhälften. Dieses Überschallgebiet wird in der Regel von einem senkrecht zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte stehenden Verdichtungsstoß abgeschlossen, der Stoßwellen über der Oberfläche der Flügelhälfte induziert. Diese Stoßwellen führen zu einem starken Anstieg des Strömungswiderstands. Zusätzlich zu der Widerstandserhöhung kann der Verdichtungsstoß unterschiedliche aeroelastische Instabilitäten hervorrufen, die sich insbesondere auf das Wandern des Verdichtungsstoßes mit einer Verformung der jeweiligen Flügelhälfte und auf Stoß-Grenzschicht-Interaktionen zurückführen lassen. Diese aeroelastischen Instabilitäten sind Ursachen der als transsonisches Flattern, Buzz und Buffeting bezeichneten Phänomene und können durch die Einleitung von Energie in Form von angefachten Strukturschwingungen zur Beschädigung oder gar Zerstörung des Flugzeugs führen. Der aus diesen Instabilitätseffekten resultierende lokale Einbruch einer kritischen Flattergeschwindigkeit im transsonischen Bereich wird auch als Transonic Dip bezeichnet und definiert die maximale zulässige Flugmachzahl der Flugenveloppe.
Betrachtet man das Auftreten des transsonischen Flatterns im Detail, so zeigt sich ein ausgeprägter Einfluss der Stärke und der Lage des Verdichtungsstoßes auf die zu den Instabilitäten führenden instationären aerodynamischen Kräfte und Momente. Insbesondere das Wandern des Verdichtungsstoßes über die jeweilige Flügelhälfte bei Flugmachzahlen im hohen Unterschallbereich mit der Flügelverformung ist als ursächlicher Mechanismus des transsonischen Flatterns anzusehen, wobei der Verdichtungsstoß häufig hinter der elastischen Achse der Flügelhälfte positioniert ist. Speziell an sogenannten superkritischen Profilen, die bei transsonisch operierenden Transportflugzeugen gängig sind, zeigt sich ein deutliches Wandern des Verdichtungsstoßes mit dem Anstellwinkel des jeweiligen Profils.
Bei höheren Flugmachzahlen jenseits des Transonic Dip tritt eine durch den Verdichtungsstoß induzierte Ablösung der Grenzschicht der Strömung von der Flügelhälfte auf, die ein zu dem oben geschilderten Wandern inverse Bewegung des Verdichtungsstoßes mit dem Anstellwinkel α des jeweiligen Profils zur Folge hat. Diese inverse Bewegung des Verdichtungsstoßes mindert die Anregung des Flatterns, so dass die kritische Flatterflugmachzahl wieder ansteigt.
Aus der DE 103 32 665 B3 und der zur selben Patentfamilie gehörigen EP 1 506 922 A1 ist es zum Reduzieren eines mit einem begrenzten Überschallströmungsgebiet über einer umströmten Oberfläche eines Strömungskörpers verbundenen Wellenwiderstands bekannt, an der Oberfläche des Strömungskörpers in der Strömungsrichtung im Bereich vor einem ein Überschallströmungsgebiet abschließenden starken Verdichtungsstoß Störkörper zur Erzeugung schwacher Verdichtungsstöße vorzusehen. Konkret werden quer zu der Strömungsrichtung voneinander beabstandete und in der Strömungsrichtung langgestreckte Gruppen aus jeweils einer Vielzahl von kleinen Störkörpern auf der Oberfläche des Strömungskörpers angeordnet. Innerhalb jeder Gruppe der Störkörper wird die Strömungsgeschwindigkeit durch die Störkörper unterhalb der Schallgeschwindigkeit gehalten. So wird die Information über den Druckanstieg im Bereich des Verdichtungsstoßes innerhalb jeder Gruppe von Störkörpern entgegen der Strömungsrichtung nach vorne übermittelt, was im Bereich der Überschallströmung grundsätzlich nicht möglich ist. Damit dickt die den Strömungskörper umgebende Grenzschicht lokal auf, und der mit dem starken Verdichtungsstoß einhergehende Drucksprung verursacht eine Anregung schwacher Verdichtungsstöße, durch die die Überschallströmung hindurchtritt, bevor sie auf den starken Verdichtungsstoß auftrifft. Die damit einhergehende schrittweise Abbremsung der Überschallströmung ist von der Gesamtenergiebilanz her günstiger als die Abbremsung der Überschallströmung allein im Bereich des starken Verdichtungsstoßes.
Auch aus der DE 103 05 973 B3 ist es zur Reduktion von Verlusten, die mit einem mit einem starken Verdichtungsstoß abschließenden Überschallströmungsgebiet einer eine Oberfläche überströmenden Strömung verbunden sind, bekannt, stoßinduzierende Mittel vorzusehen. Die stoßinduzierenden Mittel induzieren hier mindestens einen schwachen Stoß in der Strömung, so dass mindestens ein Anteil der Strömung, der 20 % des Querschnitts der durch das Überschallströmungsgebiet hindurchtretenden Strömung ausmacht, vor dem Erreichen des starken Verdichtungsstoßes durch mindestens einen der schwachen Stöße abgebremst wird. Die stoßinduzierenden Mittel umfassen mindestens einen stoßinduzierenden Körper, der mit Abstand zu der Oberfläche in dem Überschallströmungsgebiet angeordnet ist. Bei geeigneter Formgebung des Körpers ruft dieser direkt an seiner Oberfläche bzw. an einer dort anliegenden Grenzschicht der Strömung oder am Rand einer von dem Körper ausgehenden Ablöseblase der Strömung schwache Stöße hervor, die die Strömung abbremsen. Die Grenzschicht an der überströmten Oberfläche wird dabei nicht oder nur indirekt gestört.
Aus der EP 0 126 199 A1 sind ein Tragflügel für Luftfahrzeuge mit überkritischer Profilierung und ein Verfahren mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 bekannt. Auf der Oberseite des Tragflügels ist in einem definierten Bereich der Profiltiefe eine Vorrichtung zur Beeinflussung des dort auftretenden Verdichtungsstoßes vorgesehen. Die Vorrichtung ist als Ventilationsvorrichtung zum Ausgleich der Druckdifferenz zwischen Überschallfeld und Unterschallfeld ausgebildet. Die Ventilationsvorrichtung besteht aus einem sich in Richtung der Flügelspannweite erstreckenden perforierten Wandstreifen mit darunterliegender Ausgleichskammer. Der Ausgleich zwischen dem Unterschallfeld und dem Überschallfeld wird durch eine sich selbsttätig ausbildende Sekundärströmung erzielt, wodurch ein Teil der Grenzschicht hinter dem Verdichtungsstoß abgesaugt und vor dem Verdichtungsstoß wieder ausgeblasen wird. Diese Sekundärströmung hat eine zusätzliche Verdickung der Grenzschicht vor dem Stoß zur Folge und bewirkt außerdem eine Verringerung der Ablösetendenz der Grenzschicht hinter dem Verdichtungsstoß. Aufgrund der zusätzlichen Grenzschichtverdickung ergibt sich eine stärkere Krümmung der Verdrängungsstromlinie im Stoßbereich und als Folge davon eine Abflachung des Druckanstiegs im Stoßbereich und eine Verstärkung der Nachexpansion hinter dem Verdichtungsstoß mit der Verschiebung der stoßinduzierten Grenzschichtablösung zu höheren Vorstoß-Machzahlen. Außerdem bewirkt die zusätzliche Grenzschichtverdickung eine Verstärkung der Kompressionswellen vor dem Stoß mit der Tendenz zur Senkung der Vorstoß-Machzahl. Mit der Ventilationsvorrichtung wird auch eine Erweiterung eines „Off-Design-Bereichs“ erreicht, die sich aus der Verzögerung der stoßreduzierten Ablösung zu höheren Vorstoß-Machzahlen und damit aus der Verschiebung des steilen Widerstandsanstiegs sowie einer Buffet-Grenze zu größeren Auftriebswerten ergibt.
Die EP 0 558 904 A1 betrifft eine spezielle Ausführungsform des aus der EP 0 126 199 A1 bekannten Tragflügels, bei der das vordere Ende der Ausgleichskammer einen spaltförmigen Austritt zum Ausblasen der Sekundärströmung in Richtung der Hauptströmung aufweist.
AUFGABE DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an einem transsonisch operierenden Flugzeug und ein entsprechendes Flugzeug aufzuzeigen, bei denen die Neigung zum transsonischen Flattern soweit reduzierbar ist, dass sich durch Verkleinerung des Transonic Dip eine signifikante Erweiterung der Flugenveloppe ergibt.
LÖSUNG
Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 und durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des nebengeordneten Patentanspruchs 12 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Verfahrens und des erfindungsgemäßen Flugzeugs sind in den abhängigen Patentansprüchen definiert.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an einem transsonisch operierenden Flugzeug, das ein Paar von Flügelhälften aufweist, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallgebiete ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung mit einem Verdichtungsstoß abschließen, wird temporär beim Annähern an eine Flugenveloppe mit steigender Flugmachzahl des Flugzeugs, in mindestens einem der Überschallströmungsgebiete an mindestens einer der beiden Flügelhälften eine Grenzschicht der Strömung derart aufgedickt, dass sichergestellt ist, dass der das jeweilige Überschallströmungsgebiet abschließende Verdichtungsstoß bei der aktuellen Flugmachzahl des Flugzeugs eine Ablösung der Grenzschicht von der Flügelhälfte induziert, das heißt zur Folge hat.
Das erfindungsgemäße Verfahren ist nicht nur in Bezug auf ein Überschallströmungsgebiet an einer Oberseite eines Tragflügels oder an der Unterdruckseite irgendeiner anderen Flügelhälfte anwendbar, um dort die Anregung von transsonischem Flattern durch Wandern des das Überschallströmungsgebiet abschließenden Verdichtungsstoßes zu verhindern. Das erfindungsgemäße Verfahren kann mit derselben Intention auch in Bezug auf ein Überschallströmungsgebiet an einer Unterseite eines Tragflügels oder an der Überdruckseite irgendeiner anderen Flügelhälfte durchgeführt werden. Je nach Art der Flügelhälfte kann eine transsonische Strömung bekanntermaßen auch an deren Überdruckseite ein räumlich begrenztes Überschallströmungsgebiet ausbilden, welches mit einem Verdichtungsstoß abschließt und durch Wandern des Verdichtungsstoßes ein transsonisches Flattern anregen kann.
Indem das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht bereits bei der aktuellen Flugmachzahl des Flugzeugs, das heißt beim ersten Annähern des Flugzeugs an die kritische Flatterflugmachzahl mit steigender Flugmachzahl, die durch den Verdichtungsstoß induzierte Ablösung der Grenzschicht von der Flügelhälfte zur Folge hat, werden durch das Aufdicken Strömungsverhältnisse erzwungen, wie sie für den Wiederanstieg der kritischen Flattergeschwindigkeit nach dem Transonic Dip ursächlich sind. Die durch den Verdichtungsstoß induzierte Ablösung der Strömung führt zu einer Bewegung des Verdichtungsstoßes mit dem Anstellwinkel der Flügelhälfte, die zu dem das transsonischen Flattern anregenden Wandern invers ist. Konkret führt die stoßinduzierte Ablösung zu einer Bewegung des Verdichtungsstoßes mit zunehmendem Anstellwinkel nach vorne oder stromauf, während er beim Anregen des transsonischen Flatterns nach hinten oder stromab wandert. So hat das Auftreten der stoßinduzierten Ablösung eine signifikante Verringerung der instationären aerodynamischen Kräfte und Momente zur Folge. Im Ergebnis wird die kritische Flatterflugmachzahl signifikant erhöht.
Das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht der Strömung derart, dass sichergestellt ist, dass der das jeweilige Überschallströmungsgebiet abschließende Verdichtungsstoß bei der aktuellen Flugmachzahl des Flugzeugs eine Ablösung der Grenzschicht von der Flügelhälfte induziert oder zur Folge hat, impliziert eine massive Stoß-Grenzschicht-Interaktion. Diese massive Stoß-Grenzschicht-Interaktion hat wiederum zur unmittelbaren Folge, dass mit dem erfindungsgemäßen Aufdicken der Grenzschicht keine Reduktion, sondern eine signifikante Erhöhung des Strömungswiderstands des Flugzeugs bei der aktuellen Flugmachzahl einhergeht. Das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht erfolgt aber nicht dauerhaft, sondern ausschließlich temporär beim Annähern an die Flugenveloppe mit steigender Flugmachzahl, d. h. bei Annäherung an den Transonic Dip. Hier ist der vorübergehend höhere Strömungswiderstand vertretbar, da er die kritische Flatterflugmachzahl anhebt und damit eine weitere ungefährliche Erhöhung der Flugmachzahl ermöglicht, häufig bis jenseits des Transonic Dips, wie er ohne Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens auftritt. Jenseits des Transonic Dips kann das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht eingestellt werden, da dort die das transsonische Flattern verhindernde Ablösung der Strömung sowieso erfolgt.
Vorteilhafterweise erfolgt das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht mit dem Ziel der stoßinduzierten Strömungsablösung von der jeweiligen Flügelhälfte derart, dass die sich am Fuß des Verdichtungsstoßes ablösende Grenzschicht in der Strömungshauptrichtung hinter dem Verdichtungsstoß wieder an die jeweilige Flügelhälfte anlegt. Dies bedeutet nichts anderes, als dass die Grenzschicht eine geschlossene Ablösungsblase ausbildet. Hierdurch ergeben sich stabilere Strömungsverhältnisse um die jeweilige Flügelhälfte als bei einer Grenzschicht, die sich nach ihrer Ablösung nicht wieder an die jeweilige Flügelhälfte anlegt.
Bevorzugt ist es, wenn sich die Grenzschicht der Strömung hinter der Ablöseblase und vor einer Flügelhinterkante der jeweiligen Flügelhälfte wieder über mindestens 5 % einer lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte anlegt. Noch mehr bevorzugt liegt die Strömung über mindestens 10 % dieser lokalen Flügeltiefe c wieder an der jeweiligen Flügelhälfte an.
Mittel zum Aufdicken einer Grenzschicht sind dem Fachmann grundsätzlich bekannt. Hierzu zählt, dass eine mittlere Geschwindigkeit der Strömung parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte und/oder eine Geschwindigkeit der Strömung parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte bei halber Dicke der Grenzschicht und/oder eine mittlere kinetische Energie der Strömung in der Grenzschicht reduziert wird.
Um diese Reduktionen praktisch zu erreichen, kann die Strömung parallel zu der Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte in der Grenzschicht verzögert werden. Alternativ oder zusätzlich kann eine zusätzliche Luftmenge mit geringerer Geschwindigkeit parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte in die Grenzschicht eingeleitet werden.
Hinsichtlich seines Ortes in Spannweitenrichtung erfolgt das Aufdicken der Grenzschicht der Strömung vorzugsweise in einer äußeren Hälfte der Halbspannweite der jeweiligen Flügelhälfte. Hier treten durch elastische Verformungen der Flügelhälfte die größten Variationen des Anstellwinkels der Flügelhälfte gegenüber der Strömung auf und entsprechend ist hier die größte Gefahr der Anregung von transsonischem Flattern durch eine Wechselwirkung mit dem wandernden Verdichtungsstoß gegeben.
Auch wenn die Aufdickung der Grenzschicht der Strömung bei dem erfindungsgemäßen Verfahren nicht über die gesamte Halbspannweite hinweg zu erfolgen braucht, sondern sich vorzugsweise auf einen Teil der Halbspannweite konzentriert, insbesondere auf die äußere Hälfte der Halbspannweite, wird die Grenzschicht nicht nur punktuell aufgedickt. Konkret kann das Aufdicken der Grenzschicht innerhalb eines Eingriffsbereichs erfolgen, der sich über 5 % bis 50 % und insbesondere über 10 % bis 30 % der Halbspannweite der jeweiligen Flügelhälfte erstreckt.
In der Strömungshauptrichtung betrachtet wird die Grenzschicht an einer Oberseite eines Tragflügels oder allgemeiner an der Unterdruckseite der jeweiligen Flügelhälfte vorzugsweise innerhalb eines Profiltiefenbereichs von 40 % bis 85 % und noch mehr bevorzugt von 50 % bis 75 % einer lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte hinter der Flügelvorderkante der jeweiligen Flügelhälfte aufgedickt. Das Aufdicken an einer Unterseite eines Tragflügels oder allgemeiner an der Überdruckseite der jeweiligen Flügelhälfte erfolgt vorzugsweise innerhalb eines Profiltiefenbereichs von 5 % bis 85 % und noch mehr bevorzugt von 5 % bis 50 % der lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte hinter der Flügelvorderkante der jeweiligen Flügelhälfte, d. h. tendenziell etwas weiter stromauf als an der Unterdruckseite der jeweiligen Flügelhälfte.
Das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht der Strömung derart, dass sichergestellt ist, dass der das jeweilige Überschallströmungsgebiet abschließende Verdichtungsstoß eine Ablösung der Grenzschicht von der Flügelhälfte induziert, wird regelmäßig dadurch erreicht, dass die Grenzschicht der Strömung um mindestens 10 % ihrer Dicke vor dem Aufdicken aufgedickt wird. Vielfach reicht auch schon ein Aufdicken um mindestens 5 % ihrer Dicke vor dem Aufdicken aus. Um mehr als 30 % ihrer Dicke vor dem Aufdicken muss die Grenzschicht der Strömung in der Regel nicht aufgedickt werden. Da sich eine Grenzschicht mit zunehmender Reynolds-Zahl kontinuierlich aufdickt, ist für diese Zahlenangaben als Dicke der Grenzschicht vor dem Aufdicken diejeinge im Abstand von 5 % der lokalen Profiltiefe c vor dem Aufdicken und als Dicke der aufgedickten Grenzschicht diejenige im Abstand von 5 % der lokalen Profiltiefe c nach dem Aufdicken zu verwenden. In absoluten Werten wird das erfindungsgemäße Aufdicken meistens erreicht, wenn die Grenzschicht auf 10 mm Dicke aufgedickt wird. Vielfach reicht auch schon ein Aufdicken auf eine Dicke der Grenzschicht von 5 mm aus. Ein Aufdicken auf mehr als 100 mm erweist sich in der Regel als unnötig.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren kann die Grenzschicht der Strömung in den Überschallströmungsgebieten an derselben Seite jeder der beiden Flügelhälften oder auch nur in einem der Überschallströmungsgebiete an einer Seite einer der beiden Flügelhälften aufgedickt werden. Tatsächlich ist ein einseitiger Eingriff für das Unterdrücken des transsonischen Flatterns in Bezug auf das Vermeiden eines transsonischen Flatterns vielfach annähernd ebenso wirksam wie ein beidseitiger Eingriff, erhöht aber den Strömungswiderstand des Flugzeugs nur etwa um die Hälfte. Da die Erhöhung des Strömungswiderstands jedoch einseitig auftritt, induziert sie eine Richtungsänderung des Flugzeugs, die durch einen Steuereingriff zu kompensieren ist.
Hinsichtlich der Flugmachzahl des Flugzeugs erfolgt das erfindungsgemäße Aufdicken der Grenzschicht der Strömung typischerweise bei einer Flugmachzahl im Bereich von 0,5 bis 1,0 oder genauer über Flugmachzahlen in einem bestimmten Teilbereich dieses Bereichs, also beispielsweise von 0,7 bis 0,85, um die gerade in diesem Teilbereich auftretende und durch den Transonic Dip angezeigte Flatterneigung zu reduzieren.
Bei einem erfindungsgemäßen Flugzeug mit einem Paar von Flügelhälften, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß abschließen, und mit Einrichtungen zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an dem transsonisch operierenden Flugzeug sind diese Einrichtungen zum Unterdrücken der aeroelastischen Instabilitäten zur automatischen Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ausgebildet. Dazu erfassen die Einrichtungen das Annähern des Flugzeugs an seine Flugenveloppe mit steigender Flugmachzahl und initiieren dann das Aufdicken der Strömung.
Das erfindungsgemäße Flugzeug ist typischerweise ein transsonisch operierendes Verkehrs- oder Transportflugzeug, das mindestens eines der folgenden Merkmale aufweist. Eine Flügelpfeilung Φ_0,25c bei 25 % der relativen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte ist größer als -40° und kleiner als 40°. Eine Flügelstreckung Λ = b²/S der Flügelhälften ist größer als 6, aber kleiner als 20, wobei b/2 eine Halbspannweite ist, und S/2 eine Flügelfläche der jeweiligen Flügelhälfte ist. Eine flugzeugmodellspezifische Maximum Operating Mach Number M_MO des typischen transsonisch operierenden Verkehrs- oder Transportflugzeugs liegt zwischen 0,7 und 1,0.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug können die Einrichtungen zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens in Spannweitenrichtung verteilt angeordnete Luftaustrittspunkte umfassen, die an aktivierbare Luftzufuhrkanäle angeschlossen sind. Die Luftzufuhrkanäle können an motorisch angetriebene oder aerodynamisch wirksame Druckluftquellen angeschlossen sein. Bei motorisch angetriebenen Druckluftquellen können die aktivierbaren Luftzufuhrkanäle durch Ein- und Ausschalten des Motors der jeweiligen Druckluftquelle aktiviert werden. Zum Aktivieren und Deaktivieren aerodynamisch wirksamer Druckluftquellen ist es in der Regel erforderlich, Ventile oder Klappen in den Luftzufuhrkanälen anzuordnen.
Alternativ oder zusätzlich können zum Aufdicken der jeweiligen Grenzschicht in eine aerodynamisch wirksame Stellung aktivierbare Elemente an den Flügelhälften angeordnet sein. Dabei kann es sich z. B. um aktivierbare Spoiler handeln, mit denen die jeweilige Flügelhälfte vorübergehend mit einer quer zu der Strömungshauptrichtung verlaufenden und in der Strömungshauptrichtung zurückspringenden Stufe versehen werden kann.
Das erfindungsgemäße Flugzeug kann auch ein solches sein, das aktive Flatterunterdrückungseinrichtungen aufweist, die zum aktiven Unterdrücken eines Flatterns der Flügelhälften ausgebildet sind. In diesem Fall können die erfindungsgemäßen Einrichtungen dazu ausgebildet sein, das erfindungsgemäße Verfahren dann durchzuführen, um ein Annähern an die Flugenveloppe zu verhindern, wenn die Flatterunterdrückungseinrichtungen ausfallen oder unzureichend sind. So können die erfindungsgemäßen Einrichtungen als Backup- oder Sicherheitslösung zu den Flatterunterdrückungseinrichtungen vorgesehen sein, so dass der mit den aktivierten erfindungsgemäßen Einrichtungen verbundene erhöhte Strömungswiderstand des Flugzeugs noch weniger relevant ist.
Die erfindungsgemäßen Einrichtungen können insbesondere dazu ausgebildet sein, das Annähern an die Flugenveloppe durch oder zumindest unter Vergleichen aktueller Flugparameter mit einer gespeicherten Beschreibung der Flugenveloppe zu erkennen. Die Flugparameter und ein daraus abgeleiteter Flugzustand des Flugzeugs innerhalb der Flugenveloppe können z. B. mit Hilfe einer regelmäßig vorhandenen Flight Envelope Protection des Flugzeugs bestimmt werden, die den Flugzustand des Flugzeugs sowieso fortlaufend ermittelt, um ihn in der Flugenveloppe zu halten.
Alternativ oder zusätzlich können die erfindungsgemäßen Einrichtungen dazu ausgebildet sein, das Annähern an die Flugenveloppe durch oder zumindest unter Auswertung von Signalen von Schwingungssensoren zu erkennen, die Schwingungen der Flügelhälften in einem Frequenzbereich von 0,5 Hz bis 50 Hz und insbesondere von 1 Hz bis 25 Hz erfassen. In diesen Frequenzbereichen tritt das transsonische Flattern auf und kündigt sich durch Schwingungen zunehmender Amplitude an. Die Schwingungssensoren können auf Druck-, Weg- bzw. Verformungs- und Beschleunigungssensoren basieren.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen. Ohne dass hierdurch der Gegenstand der beigefügten Patentansprüche verändert wird, gilt hinsichtlich des Offenbarungsgehalts der ursprünglichen Anmeldungsunterlagen und des Patents Folgendes: weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen.
Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs „mindestens“ bedarf. Wenn also beispielsweise von einem Spoiler die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein Spoiler, zwei Spoiler oder mehr Spoiler vorhanden sind. Die in den Patentansprüchen aufgeführten Merkmale können durch weitere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, die das jeweilige Verfahren oder Flugzeug aufweist.
Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Umfangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
Figurenliste
Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele weiter erläutert und beschrieben.

1 ist eine schematische Auftragung einer Flugenveloppe eines Flugzeugs, die bereichsweise durch eine maximal zulässige Flugmachzahl definiert ist.
2 ist ein eine schematische Auftragung eines kritischen Flatterstaudrucks über der Flugmachzahl eines Flugzeugs, der einen Transonic Dip aufweist.
3 zeigt eine Flügelhälfte eines erfindungsgemäßen Flugzeugs in einer Ansicht von oben.
4 ist ein Schnitt durch die Flügelhälfte gemäß 3.
5 zeigt den Abschluss eines Überschallströmungsgebiets einer transsonischen Strömung über eine Flügelhälfte gemäß 3 und 4 durch einen Verdichtungsstoß.
6 zeigt eine durch den Verdichtungsstoß gemäß 5 bei aufgedickter Grenzschicht der Strömung induzierte Ablöseblase über der Flügelhälfte.
7 bis 12 zeigen verschiedene konkrete Maßnahmen zur Aufdickung der Grenzschicht der Strömung, um den in 6 gezeigten Effekt zu erzielen.

FIGURENBESCHREIBUNG
In 1 ist eine Flugenveloppe 1 eines transsonisch operierenden Flugzeugs als seine maximale Flughöhe („Altitude“ in Fuß) über seiner Fluggeschwindigkeit („Airspeed“ in Knoten) aufgetragen. Zu höheren Fluggeschwindigkeiten hin ist die Flugenveloppe 1 bei niedrigeren Flughöhen und entsprechend größeren Luftdichten durch eine maximal zulässige Fluggeschwindigkeit V_MO und bei höheren Flughöhen und entsprechend kleineren Luftdichten durch eine maximal zulässige Flugmachzahl M_MO definiert. Die maximal zulässige Flugmachzahl M_MO ist die maximale Flugmachzahl, bei der ein sogenanntes transsonisches Flattern mit ausreichender Sicherheit noch nicht auftritt.
In 2 ist ein kritischer Flatterstaudruck 2 über der Flugmachzahl M_∞ aufgetragen. Der kritische Flatterstaudruck 2 gibt den Flugstaudruck q∞ an, ab dem das transsonische Flattern bei einer bestimmten Flugmachzahl M_∞ des Flugzeugs auftritt. Der kritische Flatterstaudruck 2 begrenzt damit einen stabilen Bereich des Flugzeugs bezüglich des Flugstaudrucks q_∞ nach oben. Dabei ist der kritische Flatterstaudruck 2 auch ein Maß für eine kritische Flattergeschwindigkeit, ab der das transsonische Flattern auftritt. Bei hohen transsonischen Flugmachzahlen unterhalb der Schallgeschwindigkeit (M_∞=1) weist der kritische Flatterstaudruck 2 einen sogenannten Transonic Dip 3 auf, in dem der kritische Flatterstaudruck 2 vorübergehend absinkt. Um beim Erhöhen der Flugmachzahl M_∞ des Flugzeugs bei gleichbleibender Flughöhe längs einer Kurve 4 ein Annähern oder gar ein Überschreiten des kritischen Flatterstaudrucks 2 im Bereich des Transonic Dip 3 zu vermeiden, ist die maximal zulässige Flugmachzahl M_MO für diese Flughöhe festgelegt.
Bereits beim Annähern an die Schallgeschwindigkeit (M_∞=1) bilden sich über den Flügelhälften 6 des Flugzeugs lokale Überschallströmungsgebiete 7 aus, die jeweils von einem starken Verdichtungsstoß 8 abgeschlossen werden. Beim transsonischen Flattern werden elastische Schwingungen der Flügelhälften 6, die zu Variationen ihrer Anstellwinkel gegenüber der Strömung führen, durch ein Wandern des Verdichtungsstoßes mit dem Anstellwinkel in Strömungsrichtung verstärkt. Dieser Verstärkungseffekt wird bei höheren Flugmachzahlen M∞ durch eine Wechselwirkung des starken Verdichtungsstoßes 8 mit der Grenzschicht der Strömung an den Flügelhälften 6, die zunächst zu einer vorübergehenden und dann zu einer vollständigen Ablösung 23 der Grenzschicht von den Flügelhälften 6 führt, abgemindert und schließlich beseitigt. Dadurch steigt der kritische Flatterstaudruck 2 zu höheren Flugmachzahlen M_∞ wieder an. Hinter dem Transonic Dip endet der stabile Bereich des Flugzeugs dann an einer Buffetgrenze 5, bei deren Überschreiten ein Buffeting der Flügelhälften 6 einsetzt.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an dem transsonisch operierenden Flugzeug wird die Ablösung 23 der Grenzschicht der Strömung von den Flügelhälften 6, die sonst erst bei höheren transsonischen Flugmachzahlen M_∞ auftritt, bereits bei niedrigeren transsonischen Flugmachzahlen M_∞ provoziert. Auf diese Weise wird der Transsonic Dip 3 in Richtung eines Pfeils 24 zurückdrängt, so dass beispielsweise eine Erhöhung der Flugmachzahl M_∞ des Flugzeugs längs der Kurve 4 bis zu der Buffetgrenze 5 ohne Annäherung an den kritischen Flatterstaudruck 2 im Bereich des Transonic Dip 3 möglich ist. Anders gesagt kann die maximal zulässige Flugmachzahl M_MO für diese und weitere Flughöhen bei der Flugenveloppe 1 gemäß 1 bei Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens bis an die Buffetgrenze 5 verschoben werden.
3 zeigt die Flügelhälfte 6 in Form eines Tragflügels 9 des Flugzeugs 10 in einer Ansicht von oben, wobei relevante Größen des Flugzeugs bzw. des Tragflügels 9 eingezeichnet sind. Hierzu zählt die Flügelpfeilung Φ_0,25c bei 25 % der relativen Profiltiefe, die hier 35° beträgt. Eingezeichnet ist auch die Halbspannweite b/2 von einer vertikalen Längsmittelebene 11 des Flugzeugs 10 bis zu der Flügelspitze 12 der Flügelhälfte 6. Für das transsonische Flattern sind die äußeren Bereiche der Halbspannweite b/2 näher an der Flügelspitze 12 von größerer Bedeutung, weil hier größere Änderungen des Anstellwinkels durch elastische Verformung des Tragflügels 9 auftreten.
4 zeigt einen Schnitt längs der Schnittlinie A/A in 3 durch die Flügelhälfte 6 bzw. den Tragflügel 9, d. h. sie zeigt das Profil des Tragflügels 9 über die lokale Profiltiefe c. Der Verdichtungsstoß 8 gemäß 2 tritt in einem hinteren, mit einem Pfeil 13 markierten Bereich der Profiltiefe c an der Oberseite des Tragflügels 9 auf. Erfindungsgemäß wird in dem davor liegenden Überschallströmungsgebiet die Grenzschicht der Strömung an dem Tragflügel 9 in einem Eingriffsbereich 14 aufgedickt. Ohne dieses Aufdicken der Grenzschicht 15 ergibt sich die in 5 dargestellte Situation, dass der Verdichtungsstoß 8 das Überschallströmungsgebiet 7 über der Flügelhälfte 6 abschließt, ohne dass die Strömung 15 von der Oberfläche der Flügelhälfte 6 ablöst, wobei der Verdichtungsstoß 8 mit größer werdendem Anstellwinkel α der Flügelhälfte 6 gegenüber der Strömung in Richtung der Profiltiefe c stromab wandert. Dieses stromab Wandern des Verdichtungsstoßes 8 hat eine elastische Deformation der Flügelhälfte 6 zur Folge, die den Anstellwinkel α weiter erhöht. Beim transsonischen Flattern schwingt diese elastische Deformation getrieben durch das stromab Wandern des Verdichtungsstoßes 8 mit größer werdendem Anstellwinkel α auf.
Durch das Aufdicken der Grenzschicht 15 ergibt sich die in 6 gezeigte Situation, in der der Verdichtungsstoß 8 am Ende des Überschallströmungsgebiets 7 eine Ablösung der Grenzschicht über eine begrenzte Ablöseblase 16 induziert. Aus dieser Ablösung der Grenzschicht resultiert eine zu dem stromab Wandern mit zunehmendem Anstellwinkel inverse stromauf Bewegung des Verdichtungsstoßes 8 in Richtung der Profiltiefe c. Dadurch wird die Kopplung zwischen dem Wandern des Verdichtungsstoßes 8 und der Änderung des Anstellwinkels, die zur Verstärkung der Verformung des Tragflügels 9 führt, aufgehoben oder zumindest abgeschwächt. Damit wird die Flatterneigung des Tragflügels 9 und entsprechend der Transonic Dip 4 der kritischen Flattergeschwindigkeit gemäß 2 reduziert. Erkauft werden diese Reduktionen zwar mit einer Erhöhung des Strömungswiderstands. Dies ist jedoch dann vertretbar, wenn die Grenzschicht 15, wie hier vorgeschlagen, nur bei Annäherung an die Flugenveloppe 1 gemäß 1, konkret an die maximal zulässige Flugmachzahl M_MO, aktiv aufgedickt wird.
Die 7 bis 12 zeigen verschiedene konkrete Maßnahmen, mit denen ein geeignetes temporäres Aufdicken der Grenzschicht an dem Halbflügel 6 möglich ist. 7 zeigt eine ausfahrbare Klappe oder einen ausfahrbaren Spoiler 17. 8 zeigt ein ausfahrbares Profildreieck 18. 9 zeigt eine ausfahrbare Stufe 19. 10 zeigt hingegen eine einfahrbare Stufe 20. 11 stellt schematisch einen ausfahrbaren und/oder aktivierbaren Wirbelgenerator 21 dar. 12 illustriert ein Ausblasen 22 von Luft in die Grenzschicht 15 der Strömung, wobei die Luft zwar normal zur Hauptströmungsrichtung der Grenzschicht 15 ausgeblasen wird, vor allem aber eine deutlich niedrigere mittlere Geschwindigkeit in der Hauptströmungsrichtung aufweist als die Grenzschicht 15 vor dem Ausblasen 22.
Zu den Orten des Eingriffsbereichs 14, in dem die Maßnahmen der 7 bis 12 ergriffen werden, sei auf die Ausführung in der Beschreibung der Erfindung verwiesen, ebenso wie die dortigen weiteren Zahlenangaben.
Bezugszeichenliste

1: Flugenveloppe
2: kritischer Flatterstaudruck
3: Transonic Dip
4: Kurve
5: Buffetgrenze
6: Flügelhälfte
7: Überschallströmungsgebiet
8: Verdichtungsstoß
9: Tragflügel
10: Flugzeug
11: Längsmittelebene
12: Flügelspitze
13: Pfeil
14: Eingriffsbereich
15: Grenzschicht
16: Ablöseblase
17: Spoiler
18: Profildreieck
19: Stufe
20: negative Stufe
21: Wirbelgenerator
22: Ausblasen
23: Ablösung
24: Pfeil
VMO: maximal zulässige Fluggeschwindigkeit
MMO: maximal zulässige Flugmachzahl

Claims

Verfahren zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an einem transsonisch operierenden Flugzeug (10), das ein Paar von Flügelhälften (6) aufweist, an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete (7) ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß (8) abschließen, wobei - temporär beim Annähern eine Flugenveloppe (1) mit steigender Flugmachzahl des Flugzeugs (10), - in mindestens einem der Überschallströmungsgebiete (7) an mindestens einer der beiden Flügelhälften (6) - eine Grenzschicht (15) der Strömung aufgedickt wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung derart aufgedickt wird, - dass sichergestellt ist, dass der das jeweilige Überschallströmungsgebiet (7) abschließende Verdichtungsstoß (8) bei der aktuellen Flugmachzahl des Flugzeugs (10) eine Ablösung der Grenzschicht (15) von der Flügelhälfte (6) induziert, - wobei ein Strömungswiderstand der einen der beiden Flügelhälften (6) erhöht wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung derart aufgedickt wird, dass die sich am Fuß des das jeweilige Überschallströmungsgebiet (7) abschließenden Verdichtungsstoßes (8) ablösende Grenzschicht (15) in der Strömungshauptrichtung hinter dem Verdichtungsstoß (8) wieder an die jeweilige Flügelhälfte (6) anlegt.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung vor einer Flügelhinterkante der jeweiligen Flügelhälfte (6) wieder über mindestens 5 % oder mindestens 10 % einer lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte (6) anliegt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung derart aufgedickt wird, dass in der Grenzschicht (15) - eine mittlere Geschwindigkeit der Strömung parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte (6) und/oder - eine Geschwindigkeit der Strömung parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte (6) bei halber Dicke der Grenzschicht (15) und/oder - eine mittlere kinetische Energie der Strömung in der Grenzschicht (15) reduziert wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung aufgedickt wird, indem - die Strömung parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte (6) in der Grenzschicht (15) verzögert wird und/oder - eine zusätzliche Luftmenge mit geringer Geschwindigkeit parallel zur Oberfläche der jeweiligen Flügelhälfte (6) in die Grenzschicht (15) eingeleitet wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung in einer in Spannweitenrichtung äußeren Hälfte einer Halbspannweite der einen der beiden Flügelhälften (6) (6) aufgedickt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) innerhalb eines Eingriffsbereichs (14) aufgedickt wird, der sich über 5 % bis 50 % oder 10 % bis 30 % einer Halbspannweite der jeweiligen Flügelhälfte (6) erstreckt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) - an einer Unterdruckseite der jeweiligen Flügelhälfte (6) innerhalb eines Profiltiefenbereichs von 40 % bis 85 % oder von 50 % bis 75 % einer lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte (6) oder - an einer Überdruckseite der jeweiligen Flügelhälfte (6) innerhalb eines Profiltiefenbereichs von 5 % bis 85 % oder von 5 % bis 50 % der lokalen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte (6) hinter einer Flügelvorderkante der jeweiligen Flügelhälfte (6) aufgedickt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung - um mindestens 5 % oder 10 % und höchstens 30 % ihrer Dicke vor dem Aufdicken und/ oder - auf mindestens 5 mm oder 10 mm und höchstens 100 mm aufgedickt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung in den Überschallströmungsgebieten (7) an derselben Seite jeder der beiden Flügelhälften (6) oder nur in einem der Überschallströmungsgebiete (7) an einer Seite einer der beiden Flügelhälften (6) aufgedickt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Grenzschicht (15) der Strömung bei einer Flugmachzahl im Bereich von 0,5 bis 1,0 aufgedickt wird.
Flugzeug (10) mit - einem Paar von Flügelhälften (6), an denen eine transsonische Strömung räumlich begrenzte Überschallströmungsgebiete (7) ausbildet, welche in Strömungshauptrichtung jeweils mit einem Verdichtungsstoß (8) abschließen, und - Einrichtungen zum Unterdrücken von aeroelastischen Instabilitäten an dem transsonisch operierenden Flugzeug (10), dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtungen zur automatischen Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche ausgebildet sind.
Flugzeug (10) nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug (10) mindestens eines der folgende Merkmale aufweist: - eine Flügelpfeilung Φ_0,25c bei 25 % der relativen Profiltiefe c der jeweiligen Flügelhälfte (6) größer als -40° und kleiner als 40°, - eine Flügelstreckung Λ = b²/S der Flügelhälften (6) größer als 6, wobei b/2 eine Halbspannweite und S/2 eine Flügelfläche der jeweiligen Flügelhälfte (6) ist, und - eine flugzeugmodellspezifische Maximum Operating Mach Number M_MO zwischen 0,7 und 1,0.
Flugzeug (10) nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtungen in Spannweitenrichtung verteilt angeordnete Luftaustrittspunkte, die an aktivierbare Luftzufuhrkanäle angeschlossen sind, und/ oder zum Aufdicken der jeweiligen Grenzschicht (15) in eine aerodynamisch wirksame Stellung aktivierbare Elemente an den Flügelhälften (6) aufweist.
Flugzeug (10) nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Luftzufuhrkanäle an motorisch angetriebene oder aerodynamisch wirksame Druckluftquellen angeschlossen sind.
Flugzeug (10) nach einem der Ansprüche 12 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug (10) Flatterunterdrückungseinrichtungen aufweist, die zum aktiven Unterdrücken eines Flatterns der Flügelhälften (6) ausgebildet sind, und dass die Flatterunterdrückungseinrichtungen dazu ausgebildet sind, das Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 11 dann durchzuführen, wenn die Flatterunterdrückungseinrichtungen ausfallen und/oder unzureichend sind, um ein Annähern an die Flugenveloppe (1) zu verhindern.
Flugzeug (10) nach einem der Ansprüche 12 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtungen dazu ausgebildet sind, das Annähern an die Flugenveloppe (1) unter Vergleichen aktueller Flugparameter mit einer gespeicherten Beschreibung der Flugenveloppe zu erkennen.
Flugzeug (10) nach einem der Ansprüche 12 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtungen dazu ausgebildet sind, das Annähern an die Flugenveloppe (1) unter Auswerten von Signalen von Schwingungssensoren zu erkennen, die Schwingungen der Flügelhälften (6) in einem Frequenzbereich von 0,5 Hz bis 50 Hz oder von 1 Hz bis 25 Hz erfassen.