DE3526472C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3526472C2 DE3526472C2 DE3526472A DE3526472A DE3526472C2 DE 3526472 C2 DE3526472 C2 DE 3526472C2 DE 3526472 A DE3526472 A DE 3526472A DE 3526472 A DE3526472 A DE 3526472A DE 3526472 C2 DE3526472 C2 DE 3526472C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- cross
- fuselage
- modification
- radius
- section
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 23
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 23
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0045—Fuselages characterised by special shapes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Lining And Supports For Tunnels (AREA)
- Main Body Construction Of Washing Machines And Laundry Dryers (AREA)
- Underground Or Underwater Handling Of Building Materials (AREA)
- Toys (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Rumpfheck von Flugzeugen
mit hochgezogener Heckquerschnittsform, die von
der Kreisform abweicht.
Solche Rumpfhecke sind an sich bekannt. So offenbart
beispielsweise die DE-PS 6 74 433 schon ein von der
Kreisform abweichendes Rumpfstück oder die US-PS
39 55 781 einen ähnlichen Querschnitt für ein Deltaflügel-
Flugzeug. Bekannt ist weiterhin die kreisrunde
Heckquerschnittsform des bekannten Airbusflugzeugs.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde,
eine Heckquerschnittsmodifikation zu schaffen, bei der
die Grenzschichtentwicklung - insbesondere an der Heckunterseite
- und das Ablöseverhalten der Strömung
verbessert ist und eine Widerstandsverminderung des
Rumpfes gegenüber dem Stand der Technik ergibt.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgeführten
Maßnahmen gelöst. In den Unteransprüchen sind Maßnahmen
zur vorteilhaften Ausgestaltung angegeben, und in der
Beschreibung wird ein Ausführungsbeispiel in der Gegenüberstellung
mit dem unmittelbaren Stand der Technik
erläutert. Diese Beschreibung wird in ihrem Offenbarungsgehalt
durch die Figuren der Zeichnung ergänzt.
Es zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung der bekannten
Airbusmodifikationen V 0 sowie die Modifikation
der beschriebenen Ausführungsbeispiele
V 2 und V 3;
Fig. 2 eine schematische Darstellung der Rumpfmodifikationen
V 0, V 2 und V 3 im selben Achsenkreuz;
Fig. 3 ein Diagramm des Verlaufs des Halbmessers r₀
der Originalspantform, der Parameter a₁, a₂,
r₁, a₃, r₂ der modifizierten Formen und die Umfangs-
(U v , U₀) sowie Flächenverhältnisse
(F v , F₀) im Heckbereich (0 = 1);
Fig. 4 die Panelmodelle der rechten Rumpfhälfte von
hinten gesehen von a) = V 0, b) = V 2 und c) = V 3;
Fig. 5 ein Diagramm der reibungsfreien Stromlinien und
Grenz-Wandstromlinien in der x α -Ebene von
V 0, V 2, V 3 gemäß Fig. 4;
Fig. 6 ein Diagramm bezüglich der Grenzschichtdicke
und Verdrängungsdicke bei Spant A gemäß Fig. 1;
Fig. 7 ein Diagramm der Grenzschichtdicke und Verdrängungsdicke
bei Spant B gemäß Fig. 1;
Fig. 8 eine schematische Darstellung der ungefähren
Ablöseformen, wobei a) = die Ablöseformen am
Rumpf V 0 und b) = die Ablöseformen an der Heckmodifikation
V 3 darstellen.
Der Erfindung wird der Gedanke zugrundegelegt,
eine Modifikation zu finden, bei der - ohne Einbuße
der bisherigen Leistungen und Werte - der kreisförmige
Querschnitt im wesentlichen beibehalten werden
kann. Diese Modifikation wurde nun dahingehend gefunden,
daß der kreisförmige Querschnitt am Heck mit Auswölbungen
"W" versehen wird, und zwar dergestalt, daß
die Schattenrisse von oben und von der Seite gesehen,
erhalten bleiben. Hierzu liegen der Berechnung und Modifikation
zugrunde: Zu Beginn des Rumpfhecks gemäß
Fig. 1 ist die Verformung Null (ξ = 0) und am Ende
maximal (ξ = 1). Die Heckkoordinate hängt mit der
x 1′-Koordinate wie folgt zusammen:
ξ = c₁ (x 1′-c₂)
Hierbei ist c₁ = 1/(L ref -c₂) = Länge
bis zum Heckbeginn.
Der Verlauf des Abstandes a₃ und des Radius r₂ ist
linear in ξ:
wobei jedoch r₀ (der Halbmesser der kreisförmigen Spantform)
nichtlinear mit ξ verläuft. Die Zusammenhänge sind
aus der Fig. 2 deutlich zu entnehmen.
In der Fig. 3 sind die vorgenannten Funktionen dargestellt
und außerdem das Umfangsverhältnis
U v /U₀, wobei mit U₀ der Spantumfang des Standes
der Technik und mit U v die modifizierte Form
gemäß des Ausführungsbeispiels bezeichnet ist. Weiterhin
ist das Flächenverhältnis F v /F₀ für die
beiden Modifikationen V 2 und V 3 aufgezeigt, und es
ist zu erkennen, daß für die Modifikation V 2 beide
Verhältnisse nahe bei 1 liegen, so daß dieses Heck
dieselbe bespülte Oberfläche und dasselbe Volumen
wie die bekannte Airbusmodifikation V 0 hat.
Bei der neuen Modifikation V 3 ist zu erkennen, daß
sowohl die bespülte Oberfläche als auch das Volumen
deutlich größer als bei V 0 sind. In der Fig. 4 sind
hierzu die Panelmodelle zu den vorgenannten Modifikationen
V 0, V 2 und V 3 gegeben.
In der Fig. 5 ist der Vergleich der reibungsfreien
Stromlinien und Grenz-Wandstromlinien in der
x α -Ebene aufgezeigt. Es zeigt sich, daß auf der
Oberseite die reibungsfreie Strömung für V 0 am
stärksten divergent ist und am schwächsten bei der
Modifikation V 3. Die Konvergenz an der Unterseite
ist zwar für die Modifikation V 2 am schwächsten,
aber hier ist für das Grenzschichtverhalten zusätzlich
noch die Stromlinienkrümmung bestimmend. Diese
zeigt bei V 0 ein ganz starkes Zusammenlaufen der
Grenz-Wandstromlinien an der Rumpfunterseite, während
diese für V 2 direkt an der unteren Symmetrielinie
nahezu parallel dazu verlaufen und für V 3 sogar
leicht konvergent sind.
Um nun über das wahrscheinliche Ablöseverhalten eine
Aussage machen zu können, müssen weitere errechnete
Größen herangezogen werden, und die ergeben die in
den Fig. 6 und 7 aufgezeigten Situationen bei den
Spanten A und B gemäß Fig. 1. In Fig. 6 sind die
Grenzschichtdicke δ und die Verdrängungsdicke
δ₁ im Rumpfquerschnitt bei Spant A (x¹ = 0,74
und x¹ = 0,89) gezeigt, und daraus ist zu ersehen,
daß in der Querschnittsebene x¹ = 0,74 in allen
drei Fällen V 0, V 2 und V 3 die gesamte Strömung an
der unteren Symmetrielinie konvergent ist. Dies
führt zu der erkennbaren Aufdickung der Grenzschicht
in diesem Bereich. Ganz anders sind die Dickenverteilungen
bei Spant B mit x¹ = 0,89 gemäß Fig. 7.
Während beim Rumpf V 0 direkt an der unteren Symmetrielinie
eine starke Aufdickung stattfindet, gibt
es bei den modifizierten Rümpfen V 2 und V 3 nur eine
Ausbeulung der Dickenkonturen neben der unteren Symmetrieebene,
die bei V 3 besonders stark ausgebildet
ist.
Aus Fig. 6 ist ersichtlich, daß die Grenzschicht auf
der Heckunterseite dicker als auf der Oberseite ist.
Das Verhältnis von Grenzschichtdicke zu Verdrängungsdicke
liegt in der Größenordnung des Verhältnisses
bei der zweidimensionalen 1/7-Potenz-Grenzschicht.
Beim Rumpf von V 0 ist die Grenzschicht an
der Heckunterseite ungefähr 10% dicker als am Rumpf
von V 3. Diese Verhältnisse beim Spant B (Fig. 7)
zeigen, daß der an der Vorderkante des Höhenleitwerks
liegende Querschnitt für die Modifikation V 0
eine Ausbeulung der Dickenkontur, die eine Wirbelstrang-
oder Wirbeltütenablösung anzeigt, die dann
aber zur unteren Symmetrielinie (x² = 0,5) hin in
eine Form übergeht, die eine zweidimensionale - möglicherweise
Totwasser - Ablösung andeutet. Anders
ist es beim Rumpf mit der Heckmodifikation nach V 2
und V 3. Hier ist die Dickenkontur so ausgebeult, daß
nur eine Wirbelstrang- oder Wirbeltütenablösung angezeigt
wird und nicht auch eine Ablösung nahe der
unteren Symmetrielinie.
Bezüglich der Wandschubspannungsverteilungen ist zu
sagen, daß bei der Modifikation V 0 an der unteren
Symmetrieebene ein starker Abfall festzustellen ist,
bei der Modifikation V 3 diese jedoch wesentlich
glatter verlaufen.
Bezüglich des Ablöseverhaltens bei den Rumpfformen
V 0 und V 3 ist zu erkennen, daß bei V 0 sich bei x¹
= 0,9 eine geschlossene Ablöseblase ausbildet, die
sich über die Unterseite des Hecks legt, wobei die
Ausbeulung der Dickenkontur gemeinsam mit dem Zusammenlaufen
der Grenz-Wandstromlinien die Möglichkeit
einer eingebetteten Tütenwirbel-Ablösung links und
rechts von der Symmetrielinie zeigt (Fig. 8a).
Bei dem Rumpf mit der Heckmodifikation V 3 zeigt sich
bei x¹ = 0,9 die Tütenwirbelablösung alleine. Direkt
an der unteren Symmetrielinie ist die Grenzschichtablösung
parallel zu dieser kaum zu erwarten,
d. h. die Grenzschicht ist an der Heckunterseite kaum
ablösegefährdet, im Gegensatz zu den Modifikationen
V 0.
Aus vorstehenden Ausführungen und Berechnungen ergibt
sich, daß beim hochgezogenen Airbusheck durch
Verschiebung des Spantquerschnitt-Schwerpunkts "S"
nach unten sich ein günstigeres Grenzschichtverhalten
an der Heckunterseite erzielen läßt. Die vorgeschlagene
Heckmodifikation V 3 ist gegenüber denjenigen
des Standes der Technik leichter auszuführen, da
der ursprüngliche kreisförmige Querschnitt beibehalten
wird, wenn auch das Volumen und die Oberfläche
größer sind. Diese neue Heckmodifikation weist ein
günstigeres Ablöse- und Widerstandsverhalten auf,
der Flügel führt in gleicher Weise wie das hochgezogene
Heck die reibungsfreie Strömung und damit die
Grenzschicht unter das Heck, und die Anströmung des
Höhenleitwerks in Rumpfnähe wird verbessert.
Claims (4)
1. Rumpfheck von Flugzeugen mit hochgezogener Heckquerschnittsform,
die von der Kreisform abweicht, dadurch
gekennzeichnet, daß der Flächenschwerpunkt
(S) der an sich kreisrunden Spantquerschnitte
nach unten verlegt ist, so daß auf der Unterseite
des Querschnittes Auswölbungen (W) entstehen, jedoch
die untere (U), obere (T) und die Seitengrenzkonturen
(K) unverändert im Querschnitt verbleiben, d. h.
die Schattenrisse von oben und von der Seite gesehen
erhalten bleiben.
2. Rumpfheck nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Radius (r₂) der
unteren Auswölbungen (W) am Heckende (ξ = 1) der Form
r₂ = 0,25 r₀ (1)entspricht, wobei (r₀) der Radius der Kreisstruktur
(V 0) ist.
3. Rumpfheck nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß der Verlauf des Abstandes
(a₃) und des Radius (r₂) linear in der
Heckkoordinate ξ ist und sich nach den Formeln bestimmen:
wobei C₁ die Länge (L ref -C₂) ist und C₂ die
Länge von der Bugspitze bis zum Heckbeginn.
4. Rumpfheck nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß vom Heckende
zum zylindrischen Teil ein kontinuierlich gleitender
Übergang entsprechend den Gleichungen (3, 4) erfolgt.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853526472 DE3526472A1 (de) | 1985-07-24 | 1985-07-24 | Rumpfheckmodifikation von flugzeugen |
US06/886,792 US4712751A (en) | 1985-07-24 | 1986-07-16 | Tail end structure for an aircraft fuselage |
FR8610711A FR2585326B3 (fr) | 1985-07-24 | 1986-07-23 | Configuration d'arriere de fuselage d'avion |
GB08618031A GB2177989A (en) | 1985-07-24 | 1986-07-23 | Aircraft fuselage tails |
JP61172924A JPS6226200A (ja) | 1985-07-24 | 1986-07-24 | 飛行機の変形された胴尾部 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853526472 DE3526472A1 (de) | 1985-07-24 | 1985-07-24 | Rumpfheckmodifikation von flugzeugen |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3526472A1 DE3526472A1 (de) | 1987-02-05 |
DE3526472C2 true DE3526472C2 (de) | 1987-05-07 |
Family
ID=6276637
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19853526472 Granted DE3526472A1 (de) | 1985-07-24 | 1985-07-24 | Rumpfheckmodifikation von flugzeugen |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4712751A (de) |
JP (1) | JPS6226200A (de) |
DE (1) | DE3526472A1 (de) |
FR (1) | FR2585326B3 (de) |
GB (1) | GB2177989A (de) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4976396A (en) * | 1987-11-13 | 1990-12-11 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines |
US4953812A (en) * | 1987-11-13 | 1990-09-04 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines and method |
DE4404810C2 (de) * | 1994-02-16 | 1999-12-09 | Daimler Chrysler Aerospace | Rumpfheck für ein Verkehrsflugzeug |
US5692704A (en) * | 1995-06-07 | 1997-12-02 | Buttgereit; Volker | Body tail unit for a commercial aircraft |
US5677508A (en) * | 1995-08-15 | 1997-10-14 | Hughes Missile Systems Company | Missile having non-cylindrical propulsion section |
US5908175A (en) * | 1997-11-19 | 1999-06-01 | Magnes; Gene | One-piece airplane tail-cone with inspection door(s) |
DE102010045588B4 (de) * | 2010-09-16 | 2017-04-06 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfsegment für ein Luftfahrzeug |
EP3064430B1 (de) * | 2015-03-06 | 2018-11-14 | Airbus Operations GmbH | Erweitertes Heckdruckschott |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE674433C (de) * | 1937-05-08 | 1939-04-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | An Luftfahrzeugen angeordnete, aus Wellblech bestehende Aussenbeplankung |
FR1114301A (fr) * | 1954-04-05 | 1956-04-11 | Procédé économique de construction cellulaire | |
US3023860A (en) * | 1957-03-18 | 1962-03-06 | Floyd P Ellzey | Body construction |
US3955781A (en) * | 1974-03-10 | 1976-05-11 | Andrei Nikolaevich Tupolev | Supersonic aircraft with the engines disposed under the delta wing middle portion |
-
1985
- 1985-07-24 DE DE19853526472 patent/DE3526472A1/de active Granted
-
1986
- 1986-07-16 US US06/886,792 patent/US4712751A/en not_active Expired - Lifetime
- 1986-07-23 GB GB08618031A patent/GB2177989A/en not_active Withdrawn
- 1986-07-23 FR FR8610711A patent/FR2585326B3/fr not_active Expired
- 1986-07-24 JP JP61172924A patent/JPS6226200A/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2585326B3 (fr) | 1987-10-16 |
GB8618031D0 (en) | 1986-08-28 |
FR2585326A1 (fr) | 1987-01-30 |
DE3526472A1 (de) | 1987-02-05 |
US4712751A (en) | 1987-12-15 |
GB2177989A (en) | 1987-02-04 |
JPS6226200A (ja) | 1987-02-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE10117721B4 (de) | Flügelspitzenverlängerung für einen Flügel | |
DE2712717C2 (de) | ||
EP0076907B1 (de) | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge | |
DE3526472C2 (de) | ||
DE1481634A1 (de) | Hubschrauber-Rotorblatt | |
EP0042584B1 (de) | Bootskörper | |
DE102018104122A1 (de) | Verbundstrukturelement | |
DE2458938A1 (de) | Verfahren zur herstellung von brotformen | |
DE1059770B (de) | Verfahren zur Fertigung von Flugzeugtragflaechen und -leitwerksflaechen | |
DE2944743C2 (de) | Tragflügel für ein schnellfliegendes Flugzeug | |
DE2357160C3 (de) | Takelage für ein Segelboot | |
DE677527C (de) | Tragflaeche fuer Flugzeuge | |
DE622686C (de) | Schwanzloses Flugzeug | |
DE1140484B (de) | Schiffsruder mit zueinander versetzten oberen und unteren Ruderhaelften | |
DE3008427A1 (de) | Segelfahrzeug | |
DE2909245A1 (de) | Quertriebskoerper, insbesondere flugzeugtragfluegel | |
DE946511C (de) | Wassertragflaeche | |
DE627771C (de) | Flugzeug | |
DE699870C (de) | Metall-Luftschraube, deren Blaetter von einem mit Blech ueberzogenen Metallgerippe gebildet werden | |
DE2637306C3 (de) | Segelbrett | |
DE545311C (de) | Hinterschiffsform | |
DE843817C (de) | Leicht loesbare Verbindung der Raender gewoelbter oder gekruemmter Blechkoerper, insbesondere fuer Fahrzeuge | |
DE2759779C2 (de) | Schlauchboot | |
AT84302B (de) | Flugzeug mit mehr als zwei hintereinander angeordneten und vertikal versetzten Tragflächeneinheiten. | |
DE1559108C (de) | Rotationssymmetrischer Behalter in Schalenbauweise |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE AIRBUS GMBH, 2000 HAMBURG, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AIRBUS GMBH, 2000 HAMBURG, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AIRBUS GMBH, 21129 HAMBURG, |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AIRBUS GMBH, 21129 HAMBU |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: EADS AIRBUS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS DEUTSCHLAND GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |