DE19626333A1

DE19626333A1 - Vorrichtung zur Energieversorgung von Flugzeugen

Info

Publication number: DE19626333A1
Application number: DE19626333A
Authority: DE
Inventors: Thomas Schreiber
Original assignee: ZF Luftfahrttechnik GmbH
Current assignee: Schreiber Thomas 85604 Zorneding De
Priority date: 1996-07-01
Filing date: 1996-07-01
Publication date: 1998-01-08

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Energieerzeugung von Flugzeugen bestehend aus zwei vom Triebwerk unabhängigen an den Tragflächenspitzen angeordne ten während des Fluges wirksamen Turbinen.

Bekanntlich wird die Bordenergieversorgung herkömmli cher Verkehrsflugzeuge mittlerer und großer Reichweite von der Haupttriebwerkswelle oder dem Triebwerkzapfluftsystem abgenommen.

Die bisherige Konfiguration der Triebwerkleistungsnut zung hat ferner eine nicht unerhebliche Senkung des Vor triebswirkungsgrades bei längeren Flugstrecken zur Folge. Zusätzlich muß für die Notenergieversorgung bei Trieb werkausfall ein zweites unabhängiges und selektiv zuschalt bares System in Verkehrsflugzeugen mitgeführt werden. Dies bringt jedoch üblicherweise aerodynamische und nutzlastspe zifische Nachteile mit sich, so daß derartige Notenergie versorgungssysteme so klein wie möglich gebaut werden, so daß zwar auslegungsspezifisch eine elektrische Notversor gung der Elektronik, nicht aber der hydraulischen Steuer elemente bei Triebwerkausfall möglich ist.

Die US-A 5150859 beschreibt eine Vorrichtung zur Ener gieversorgung von Flugzeugen bestehend aus zwei vom Trieb werk unabhängigen an den Tragflächenspitzen angeordneten, während des Fluges wirksamen Turbinen zur Stromerzeugung, welche die an den Flügelspitzen auftretende Vortex-Strömung ausnutzt, wobei die Turbine Propellerblätter aufweist, die sich parallel zur Axialkomponente der durch die Vortex- Geschwindigkeit erzeugten Strömung erstrecken; diese rota torisch wirkende Turbine ist mit einer stromerzeugenden Anordnung innerhalb des Flugzeuges verbunden, um so z. B. eine Enteisungsanlage, eine hydraulische Pumpe oder einen elektrischen Generator zu speisen.

Die US-A 4917332 offenbart eine Anordnung an den Flü gelspitzen eines Verkehrsflugzeuges, wobei ebenfalls eine Turbine mit rotierenden Flügeln während des Reisefluges in eine Rotationsbewegung versetzt wird, um so mittels eines angetriebenen Rotors und eines dazugeschalteten Generators Strom zu erzeugen.

Aufgrund der Ausgestaltung der rotatorischen Flügel spitzenturbinen wird die Leistung und die Flügelaerodynamik des damit ausgerüsteten Flugzeuges negativ beeinflußt.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine perma nente autarke und redundante Energieversorgung von Flugzeu gen mit starren Tragflächen zu schaffen, die nicht nur bei Triebwerkausfall uneingeschränkt und flugzustandsoptimal weiterarbeitet, sondern die auch durch eine vorteilhafte Beeinflussung der Tragflügelaerodynamik und der Randwirbel geometrie eine Kompensation des durch sie gebildeten Wider standes ermöglicht.

Ausgehend von einer Vorrichtung der eingangs näher genannten Art erfolgt die Lösung dieser Aufgabe dadurch, daß jede Turbine als oszillierende Flügelturbine ausgestal tet ist mit mindestens zwei in Flugrichtung gesehen hinter einander angeordneten und in Ruhestellung in der Tragflä chenebene des Flugzeuges angeordneten Teilflügeln, die al ternierend eine Aufschlag- und Abschlagbewegung um eine im wesentlichen parallel zur Längsachse des Flugzeugs angeord nete Schlagachse ausführen.

Zur Verhinderung einer Anregung von Flügeltorsions schwingungen bzw. "klassischem Flattern" sollte die Anord nung mit mehr als zwei Teilflügeln ausgeführt wer den (n<2).

Die anschließenden Darstellungen sind jedoch zur Ver einfachung für zwei Teilflügel (n = 2) ausgeführt.

Die beiden Teilflügel einer jeden Flügelturbine sind vorzugsweise mit einem Umsetzgetriebe für die auszuführende Leistung und mit einem Anlenkgetriebe für die Anstellwin kelsteuerung verbunden; die oszillierende Flügelturbine kann Teil der herkömmlichen Tragfläche sein, kann aber auch ein zusätzliches Verlängerungsbauteil der herkömmlichen Tragfläche sein, so daß es auch möglich ist, bereits beste hende Tragflügel mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung nachzurüsten.

Mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist es nicht nur möglich, die elektrische Notversorgung der Elektronik im Falle des Ausfalls sämtlicher Triebwerke sicherzustellen, sondern auch die für die Steuerung erforderliche Hydraulik zu versorgen.

Im folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnungen näher erläutert, in der ein vorteilhaftes Ausführungsbei spiel dargestellt ist.

Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische und eine Schnittdar stellung durch die erfindungsgemäße Flügel turbine;

Fig. 2 schematisch die Ansteuerung mittels einer Kurve und

Fig. 3 eine grafische Darstellung des Arbeitsberei ches der Flügelturbine.

Wie Fig. 1 erkennen läßt, besteht die Grundkonfigura tion der erfindungsgemäßen oszillierenden Flügelturbine aus mehreren, im gewählten Ausführungsbeispiel zwei kleineren Teilflügeln 2, 3, die entweder Teil einer herkömmlichen starren Tragfläche 1 sind oder aber als Verlängerungsbau teil an eine herkömmliche Tragfläche 1 angebaut sind. Die beiden Teilflügel 1, 2 einer jeden Flügelturbine, die je weils an den äußersten Enden der Tragflächen angeordnet sind, sind dabei um eine im wesentlichen parallel zur Flug zeuglängsachse verlaufende Schlagachse drehbeweglich gela gert, so daß sie alternierend eine Aufschlag- und Abschlag bewegung ausführen, wie es durch die Schnittdarstellung in Fig. 1 angedeutet ist, wobei diese Schlagbewegung durch einen in der Tragfläche angeordneten Kurbeltrieb erfolgt (Fig. 2); die Teilflügel 2, 3 sind dabei mit einem (nicht dargestellten) Umsetzgetriebe für die abzuführende Leistung und einem Anlenkgetriebe für die Anstellwinkel-Ansteuerung verbunden. Mit zwei oszillierenden Flügelturbinen an den beiden freien Enden der beiden starren Tragflächen eines Reiseflugzeuges wird eine Permanent- und/oder Notenergie versorgung des Flugzeuges unabhängig von der Betriebsfähig keit der anderen aktiven Flugzeugkomponenten gewährleistet.

Die durch den Anbau dieser Flügelturbine verursachte Verlustleistung wird durch vorteilhafte Auswirkungen auf die Tragflügel-Aerodynamik des Gesamtflugzeuges, nämlich die Streckung, die Flügelspitzenumströmung und die Randwir belgeometrie ausreichend kompensiert und gegebenenfalls durch Senkung des induzierten Gesamtflügelwiderstandes so gar überkompensiert, so daß die Flugleistungen des Flugzeu ges sogar erhöht werden.

Die Ausrüstung der Tragfläche wird nun anhand von zwei horizontal, d. h. im wesentlichen in der Ebene des Tragflü gels angeordneten, alternierend verschwenkten Teilflügeln pro Flügelturbine beschrieben, wobei die Schlagachse die Teilflügel entweder an deren Enden (linker Teil von Fig. 1) oder zwischen den beiden Enden (rechter Teil von Fig. 1) durchsetzt. Die beiden Teilflügel zusammen weisen nähe rungsweise die Flügeltiefe 1 µ der Tragflächenspitze auf. Aus deren Umströmung setzen sie aufgrund einer harmonisch alternierenden Flatterbewegung mit einer entsprechend ge koppelten Anstellwinkelschwingung Leistung um, die dann über eine geeignete Kurbelwelle und das Umsatzgetriebe in der Tragfläche an entsprechende Verbraucher, z. B. Pumpen, Generatoren etc. weitergeleitet wird. Die von den Teilflü geln 2, 3 gegenphasig erzeugten Ab- und Auftriebsverhält nisse durch den jeweils ausgeführten Aufschlag bzw. Ab schlag werden durch eine mit dem Kurbeltrieb gekoppelte Anstellwinkelanlenkung derart beeinflußt, daß die so ent standenen Flatterflügel in der Mittelstellung des Bewe gungskonus um einen maximalen Anstellwinkel Δα zusätzlich oder abzüglich des normalen Tragflächenspitzen-Anstell winkels α_reise und am oberen und unteren Totpunkt ohne jegliche Veränderung eingestellt werden.

Auf diese Weise ergibt sich für die Dauer einer An strömung die beabsichtige alternierende Bewegung der Flat terflügel β(t).

Da der Reiseflug heutiger Verkehrsflugzeuge bei rela tiv moderaten Auftriebsbeiwerten C_a durchgeführt wird und die Anstellwinkeländerungen einer oszillierenden Flügeltur bine sowohl mechanisch begrenzt als auch aerodynamisch nur für kleine Winkeländerungen Δα sinnvoll ist, kann von einem mittleren Auftriebsbeiwert im Bereich des unteren linearen Profilauftriebsanstieges bei konstantem C_aα ausgegangen werden, wie es in der graphischen Darstellung des Arbeits bereiches der Flügelturbine in Fig. 3 ausgedrückt ist. Zwi schen Flatterbewegung und Anstellwinkeländerung der Teilflügel 2, 3 ist eine Phasenverschiebung von 2π/n

(hier also π bei n = 2)

vorzusehen.

Damit ergibt sich eine Flatterbewegung β(t):

Die Anstellwinkelbewegung α(t) für n = 2 ergibt sich zu:

α_1(t) = α_reise + Δα sinωt (2)
α_2(t) = α_reise - Δα sinωt

Der Einfluß der Schlagbewegung β(t) des relativ starr ausgeführten Teilflügels ist aufgrund der hohen Anströmge schwindigkeiten von Verkehrsflugzeugen (Ma≈0.75) und der baubedingt kleinen Schwingungsfrequenzen

zu vernach lässigen.

Ein Einfluß der instationären Aerodynamik sowie dyna mischer Abreißerscheinungen ist, entsprechend der Fachlite ratur, erst bei Verhältnissen von

zu erwarten. Bei Abschätzung für gängige Verkehrsflugzeuge ergibt sich dieser Wert jedoch etwa eine Größenordnung kleiner.

Der Auftrieb der Elemente ergibt sich für n = 2:

Der Gesamtauftrieb bleibt bei nahezu lückenloser An ordnung entsprechend dem "MUNK′schen Verschiebungssatz" unabhängig von der tiefenabhängigen Verteilung erhalten.

Für die Summe der Einzelauftriebe ergibt sich somit

Dies entspricht dem Auftrieb eines ungeteilten unbe wegten Flügels gleicher Gesamtfläche. Es ergibt sich ein leistungserzeugendes Moment aus dem Gleichgewicht um den Teilflügelanlenkpunkt.

Die abnehmbare Leistung ergibt sich als Produkt des Momentes M(t) und der Flattergeschwindigkeit β(t).

Dann berechnet sich die effektive Leistung P_eff ge mittelt für eine volle Bewegungsperiode zu:

Entsprechend dem Flugzustand und dem Leistungsbedarf kann das Aggregat über die Flatteramplitude β, die Flatter frequenz ω und die Anstellwinkeländerung Δα angepaßt wer den. Alle anderen Größen können bei konventioneller Bauwei se als konfigurationsbedingt und somit konstant angesehen werden.

Die Verlustleistung ergibt sich aus dem Gesamtwiderstands beiwert eines Flugzeugflügels und dessen Anströmung.

Der Zusammenhang basiert auf den quadratischen An stellwinkeleinflüssen.

Es ergibt sich:

Die Gesamtverlustleistung des unverlängerten Flugzeug flügelteils (Index: flügel), dessen Widerstand ohnehin für den vom Flugzeug operationell benötigten Auftrieb vorhanden wäre, wird durch den folgenden Term repräsentiert.

Der Widerstandsverlust des reinen Flatterflügels (Index:fl) abzüglich des konstanten Flügelanteils reduziert sich somit zu:

Die effektive Flatterverlustleistung P_verl.fl.eff wird auf eine volle Bewegung gemittelt.

Der Gesamtwirkungsgrad der Turbinenanordnung am Flü gel η_turb berechnet sich aus dem Verhältnis von umgesetz ter Leistung zur entsprechend dem Antrieb benötigten Ver lustleistung.

Aus der Beziehung läßt sich eine Vergrößerung des Wir kungsgrades aus Spannweite und Flatterfrequenz ablesen. Der Schlagwinkel wird bautechnisch begrenzt und sollte unter 0.1 bleiben um eine merkliche Verkleinerung der Gesamtflü gelstreckung zu verhindern.

Die Blattiefe 1 µ die Geschwindigkeit V und der Auf triebsanstieg C_aα sind über die Flugzeugkonstruktion fest gelegt.

Die Anstellwinkelvariation Δα und somit Auftriebsva riation C_a = C_aα·α sollten ebenso gering gehalten wer den, was zum einen den Turbinenwirkungsgrad erhöht zum an deren ein potentielles "Drag-Rise" oder ein "Buffeting", was bei schnellfliegenden Verkehrsflugzeugen die Ausle gungsgrenzen darstellt, vermeidet.

Die bisher beschriebene Substitutionslösung liefert somit eine triebswerksautarke redundante Energieversorgung an beiden Flügellenden, die entsprechend dem Flugzustand angepaßt werden kann und durch die Aufteilung und gegenläu fige Beeinflussung des Randwirbels einen positiven Einfluß auf die Gesamtflügelaerodynamik analog [1], [2], [3] erwarten läßt. Auf ein herkömmliches Notstromaggregat und dessen Gewicht könnte verzichtet werden.

Erweiterung eines Flugzeugflügels

Eine zweite Lösung, die eine merkliche Verbesserung der Aerodynamik bei geringfügiger Erhöhung des Flügelwur zelmomentes mit sich bringt, wäre die Verlängerung eines bestehenden Flugzeugflügels mittels einer Flatterturbine. Denn auf diese Weise könnte die benötigte Verlustleistung allein durch die Erhöhung der Gesamtflügelstreckung und die postulierte Randwirbelbeeinflussung kompensiert werden.

Abhängig von der Reihe aerodynamischer und strukturel ler Vorgaben muß in erster Näherung eine Flatterspannweite so gewählt werden, daß allein aus dem Streckungsansatz ein Leistungsgewinn zu erzielen ist.

Die aerodynamische Verlustleistung des Originalflügel ergibt sich nach Gleichung (11) zu:

Die Verlustleistung des erweiterten Flügels ergibt sich dann zu:

Der zusätzliche Widerstand aus der Flatterbewegung wird als Verlustleistung berücksichtigt.

Die durch die Flatterturbine verfügbare Leistung er gibt sich zu:

Für eine volle Verlustkompensation ergibt sich somit die Bedingung:

Auf diese Weise können die geometrischen Bedingungen der Konstruktion analytisch festgelegt werden. Die Einflüs se auf die Wirbelgeometrie wie auch die Ersparnis in den Triebwerken aufgrund der nicht mehr benötigten Energieab nahme und somit verbesserten Schuberzeugung werden hier noch nicht quantifiziert.

Allgemein

Die erfindungsgemäße Vorrichtung als unabhängig vom Triebwerk arbeitendes Aggregat gewährleistet sowohl die Notversorgung der Elektrik als auch der Hydraulik bei Triebwerkausfall bei zugleich verbessertem Vortriebswir kungsgrad. Die Beeinflussung der Randwirbel durch die modi fizierte oder verlängerte Tragflächenspitze führt zu einer Senkung des induzierten Widerstandes durch Streckungserwei terung und Randwirbelbeeinflussung bei gleichzeitiger Ver besserung der aerodynamischen Flügel. Wird die Vorrichtung in eine herkömmliche Tragfläche eingebaut, so können die ursprünglichen Abmessungen des Flugzeuges beibeihalten wer den und ein Ersatz der Querruderwirkung durch unterschied liche Ansteuerung der beiden Flügelturbinen verwirklicht werden. Aufgrund des dynamischen und aerodynamischen Aus gleichs der beiden Teilflügel kann ein schwingungsfreier Betrieb bei geringen Zusatzlasten gewährleistet werden.

Aufgrund der fehlenden rotierenden Teile, jedoch der glei chen Wirkung wie bei den herkömmlichen Blattspitzenturbi nen, entsteht eine geringere strukturelle Belastung der Tragfläche, wobei die nachteiligen Effekte durch Überlage rung einer translatorischen und einer rotatorischen Bewe gung vermieden sind.

Claims

1. Vorrichtung zur Energieversorgung von Flugzeugen, bestehend aus zwei, von den Triebwerken unabhängigen, an den Tragflächenspitzen angeordneten, während des Fluges wirksamen Turbinen, dadurch gekennzeich net, daß jede Turbine als oszillierende Flügelturbine ausgestaltet ist mit mindestens zwei in Flugrichtung gese hen hintereinander angeordneten und in Ruhestellung in der Tragflächenebene des Flugzeuges angeordneten Teilflü geln (2, 3), die alternierend eine Aufschlag- und Ab schlagbewegung um eine im wesentlichen parallel zur Längs achse des Flugzeugs angeordnete Schwenkachse ausführen.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch ge kennzeichnet, daß die beiden Teilflügel (2, 3) einer jeden Flügelturbine mit einem Umsetzgetriebe für die abzuführende Leistung und mit einem Anlenkgetriebe für die Anstellwinkelansteuerung verbunden sind.

3. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprü che, dadurch gekennzeichnet, daß die os zillierende Flügelturbine ein Teil der herkömmlichen Trag fläche (1) ist.

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprü che, dadurch gekennzeichnet, daß die os zillierende Flügelturbine ein zusätzliches Verlängerungs bauteil der herkömmlichen Tragfläche (1) ist.