DE69019940T2 - Enteisungsanlage für Flugzeuge. - Google Patents

Description

Gebiet der Erfindung
• Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugzeugstruktur, umfassend einen Hautabschnitt mit einer Vorderkante und mit einem ersten, nach vorwärts gewandten Vorderkantenoberflächenteil, welcher jener Teil des genannten Hautabschnitts ist, der am empfindlichsten für eine Vereisung ist, und einem zweiten Oberflächenteil, welcher sich rückwärts von dem ersten Vorderkantenoberflächenteil erstreckt, um Luftströmung von dem ersten Vorderkantenoberflächenteil zu erhalten, und welcher weniger empfindlich für eine Vereisung ist; wobei die Flugzeugstruktur mit einer Vereisungsschutz- bzw. Enteisungs- und/oder Grenzschichtsteuer- bzw. -regeleinrichtung versehen ist, wobei die genannte Einrichtung folgendes umfaßt:
• a. eine Mehrzahl von in dem genannten Hautabschnitt ausgebildeten Luftdurchgangsöffnungen, welche über einen wesentlichen Oberflächenbereich des genannten Hautabschnitts angebracht sind und welche von einem inneren Ort des genannten Hautabschnitts zu einem äußeren Ort des genannten Hautabschnitts führen; und
• b. ein Luftströmungsmittel zum Abgeben von heißer Druckluft zu dem genannten inneren Ort, um zu bewirken, daß die heiße Druckluft durch die Luftöffnungen über den Hautabschnitt nach auswärts strömt, den Hautabschnitt und die benachbarte Grenzschichtströmung erwärmt, um ein Vereisen des Hautabschnitts zu unterbinden. Eine solche Flugzeugstruktur, die eine Vereisungsschutz- bzw. Enteisungs- und/oder Grenzschichtsteuerbzw. -regeleinrichtung hat, ist aus FR-A-1 311 826 bekannt.
Hintergrundtechnik
• Das am ausgedehntesten verwendete Flügelenteisungs- bzw. -vereisungsschutzsystem in kommerziellen Turbofanflugzeugen ist das Abzapfluftsystem. In diesem System wird Luft hohen Drucks und hoher Temperatur aus dem Kompressorabschnitt des Triebwerks zugeführt und durch ein perforiertes Rohr, das innerhalb einer Vorderkantenkammer des Flügels (oder einer anderen Flugzeugstruktur) positioniert ist, als eine Sprühung gegen die innere Oberfläche der Flügelvorderkantenhaut entladen. Dieses Abzapfluftenteisungs- bzw. -vereisungsschutzsystem ist generell ein System vom "Ein-Aus"-Typ ohne irgendeine Modulationsfähigkeit. Das Bemessungskriterium für das System ist eine maximale Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzkraft während Leerlauf-Sinkflug. Da die Temperatur und der Druck der Abzapfluft bei dieser Leistungseinstellung sehr niedrig sind, muß die Massenströmung hoch sein. Daher ist das System während weniger beanspruchenden Bedingungen überbemessen und unwirtschaftlich (was demgemäß zu einem Fall von 'rcbertxten" unter anderen Bedingungen führt, in denen ein Vereisen stattfinden kann, wie dann, wenn das Flugzeug im Steigflug ist, wobei die Triebwerke bei einer viel höheren Leistungseinstellung arbeiten).
• Die Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzluft wird, nachdem sie die Innenseite der Vorderkantenhaut aufgeheizt hat, bei einer ziemlich hohen Temperatur über Bord kanalisiert. Dieser Entladeverlust kann 50 % der zugeführten Energie übersteigen.
• Eine andere Betrachtung ist die, daß, wenn Turbofantriebwerke für eine höhere Vortriebsleistungsfähigkeit ausgelegt sind, die Gasgeneratoren kleiner werden und die ungünstigen Einflüsse von der Abzapfluft größer werden. In einem modernen Turboproptriebwerk werden die Gasgeneratoren so klein, daß die Menge an Abzapfluft, die für eine Enteisung bzw. einen Vereisungsschutz und das Unterdrucksetzen/die Ventilation der Kabine (Umgebungssteuer- bzw. -regelsystem) erforderlich ist, untragbar werden kann.
• Es gibt eine Anzahl von anderen Enteisungs- und/oder Vereisungsschutzsystemen in Benutzung, die andere als das oben beschriebene Triebwerksabzapfluftsystem sind. Ein solches System besteht darin, aufblasbare Gummischutzkappen an den Flugzeugvorderkantenteilen zu verwenden, dieses wird in weitem tJmfang für das Enteisen auflangsameren Propellerflugzeugen verwendet. Jedoch liefert die Schutzkappe keine Oberfläche, die glatt genug für Flugzeuge hoher Leistungsfähigkeit ist. Außerdem benötlgt die Schutzkappe ein ziemlich häufiges Ersetzen aufgrund von Erosion und Alterung.
• Glykol-Vereisungsschutz ist ein anderes System, worin der Glykol über den Oberflächenbereichen entladen wird, wo ein Vereisungsschutz gewünscht wird. Jedoch hinterläßt dieses einen klebrigen Rest auf dem Flügel, welcher zum Sammeln von Staub beiträgt, so daß eine häufige Flügelreinigung erforderlich ist. Weiter sind die Kosten und die Arbeit des Wiederbetankens der Glykoltanks unerwünschte Merkmale.
• Eine noch andere Lösung ist es, elektrische Widerstandsheizer zu verwenden, die an der Außenseite oder der Innenseite der Vorderkantenhaut angebracht sind. Dieses kann ein sehr energieleistungsfähiges System sein. Ein Nachteil besteht darin, daß in dem Fall eines Defekts eine Außenreparatur schwierig sein kann, und es kann eine Außerbetriebstellung eines Flugzeugs für eine unerwünscht lange Zeitdauer geben.
• Eine Recherche der Patentliteratur hat eine Anzahl von US-Patenten und ausländischen Patenten offenbart, diese sind die folgenden:
• US 1 703 612 (Corousso) zeigt eine Verschiedenheit von Enteisungskonfigurationen für einen Doppeldecker. In den Figuren 10, 11 und 12 ist ein Verteilungsrohr 24 veranschaulicht, das einen bogenförmigen Querschnitt hat, wobei sich Auslaßdüsen 25 von dem oberen und unteren Rand des Rohrs erstrecken, so daß heiße Luft, die in das Rohr eingeleitet wird, aus diesen Düsen austritt und längs des Flügels nach rückwärts wandert. Demgemäß scheint es, daß der Vorderkantenteil des Rohrs 24 aufgrund Wärmeleitung durch den vorderen Teil des Rohrs enteist wird (oder Vereisungsschutz hat).
• US 2 318 233 (Keller) zeigt einen Propeller mit variabler Steigung für ein kolbengetriebenes Flugzeug. Es ist eine doppelwandige Propellerhaube an der Vorderseite der Propellerwelle vorhanden. Die Innenwand der Propellerhaube hat Öffnungen 9, durch welche heiße Luft strömt, so daß sie über der frei liegenden Oberfläche der Propellerhaube an Orten stromabwärts von der weiter vorderen Oberfläche der äußeren Wand der Propellerhaube austritt.
• US 2 328 079 (Goodman) offenbart eine hohle Schutzkappe, welche sich längs der Vorderkante des Flügels erstreckt und diese bedeckt. Heiße Luft heizt die Schutzkappe durch Leitung, und diese Luft tritt dann durch einen Schlitz an der Rückseite der Schutzkappe aus, um nach rückwärts über die Flügeloberf lächen zu strömen.
• US 2 390 093 (Garrison) verwendet eine poröse gesinterte Metallplatte, welche die Vorderkante des Flügels bildet. Druckluft, die ein zerstäubtes oder verdampftes Enteisungsfluid mit sich führt, bewegt sich durch die porösen Metallplatten, um zu der äußeren Oberfläche der Vorderkante zu strömen und das Enteisungsfluid über die Vorderkantenoberfläche zu verteilen. Das Patent gibt an, daß gute Ergebnisse mit gesinterten Metallplatten erhalten werden können, welche Luft mit einer Rate von 0,125 Kubikfuß pro Minute bei einem Druckabfall von 39 Zoll Quecksilber hindurchlassen. Das Patent weist außerdem darauf hin, daß experimentelle Tests gezeigt haben, daß ein Luftdruck von etwa 45 PSI erforderlich ist, um eine schwere Eisschicht aufzubrechen, wenn Luft allein verwendet wird, während ein Druck von 10 PSI für das Enteisen genügend ist, wenn zerstäubtes oder verdampf tes Enteisungsfluid mit der Luft vermischt ist. Demgemäß scheint es, daß die Luft nicht primär dazu verwendet wird, Wärme zur Enteisung zu liefern, sondern in einer Betriebsart dazu dient, das Enteisungsfluid zu der Vorderkantenoberfläche zu befördern, während in einer anderen Betriebsart der Druck der Luft dazu benutzt wird, das Eis, welches sich bereits gebildet hat, loszubrechen.
• US 2 482 720 (Sammons) offenbart ein Vereisungsschutzsystem für ein Turbinentriebwerk. Heiße Luft innerhalb eines Hohlraums erwärmt eine äußere Triebwerkswandoberfläche und eine Triebwerkshaube durch Leitung. Dann wird die leicht gekühlte Luft durch öffnungen in dem inneren Triebwerkseinlaß und der Triebwerkshaube nach auswärts ausgestoßen, um ihre jeweiligen Oberflächen an einem weiter rückwärtigen Ort zu erwärmen.
• US 2 625 010 (Clark) zeigt ein Gasturbinentriebwerkseinlaßvereisungsschutzsystem, welches eine Hilfsverbrennungskammer benutzt, um Gase für die Verteilung zu einem Triebwerkseinlaßbereich während Perioden von niedriger Kompressorabzapfluftverfügbarkeit zu erzeugen. Es sind Öffnungen in dem Inneren des Triebwerkseinlasses vorhanden, die zum Ausstoßen des erwarmenden Gases verwendet werden, nachdem dieses Gas die Vorderkanten durch Leitung erwärmt hat.
• US 2 630 965 (Greatrex et al) offenbart ein Gasturbinentriebwerkseinlaßvereisungsschutzsystem. Die Vorderkanten und das Äußere des Triebwerks werden mittels Leitung durch die Haut von heißen Gasen erwärmt, die in einem inneren Hohlraum zirkuliert werden. Die leicht gekühlten Gase werden dann aus Hinterkantenöf fnungen im Stator oder in den Rotoren in den Luftstrom ausgestoßen.
• US 2 634 049 (Hodges) offenbart ein Gasturbinentriebwerkseinlaßvereisungsschutzsystem. Die Einlaßführungsschaufeln in Figur 6 haben nach der Darstellung Öffnungen oder Schlitze 56, welche auf entgegengesetzten Seiten (und rückwärts von) der Hinterkante 55 der Führungsschaufeln ausgebildet sind. Die erhitzte Luft wird durch die Öffnungen 56 geleitet, um über die oberen und unteren Oberflächen der Führungsschaufeln, aber nicht über die Vorderkanten derselben, zu strömen.
• US 2 636 666 (Lombard) offenbart ein Gasturbinentriebwerk, worin eine vordere weitmaschige gitterartige Struktur 17 vorhanden ist, die sich quer über einen vorderen Teil des Triebwerkseinlasses erstreckt. Rückwärts von dem Gitter 17 gibt es ein zweites Schutzgitter 19 aus Drahtgitter, welches sich quer über die Lufteinlaßführung erstreckt, um irgendwelchen Fremdstoff, wie Steine, daran zu hindern, in den Kompressor einzutreten und die Kompressorschaufeln zu beschädigen. Heißes Gas wird in die gitterartige Struktur 17 zugeführt, welche Auslässe an den Hinterkanten der Teile des Gitters 17 hat, so daß das heiße Gas in den Lufteinlaßkanal 18 abgegeben wird und demgemäß die Möglichkeit einer Eisbildung auf dem Schutzgitter 19 und anderen Komponenten vermindert.
• US 2 668 596 (Elliot) offenbart ein Turboproptriebwerk&sub1; bei dem die Oberfläche der Innenwand der Gondel mit Öffnungen ausgebildet ist. Erhitzte Luft wird in den vorderen Teil der Gondel geleitet, um die Vorderkante der Gondel durch Leitung zu erwärmen, wonach die Luft durch die nach innen gerichteten Öff nungen entladen wird, so daß sie nach rückwärts in den Triebwerkseinlaß strömt.
• US 3 933 327 (Cook) sieht einen Vereisungsschutz des Einlasses eines Gasturbinentriebwerks vor. Das heiße Gas erwärmt die Vorderkante der Gondel durch Leitung, wobei die leicht gekühlten Gase dann durch ein perforiertes akustisches Teil ausgestoßen werden&sub1; welches sich rückwärts von der Einlaßlippe befindet.
• US 3 981 466 (Shah) offenbart ein Vereisungsschutzsystem für ein Gasturbinentriebwerk, welches Wärme mittels Leitung von inneren Kanälen her liefert. Die gekühlte Vereisungsschutzluft wird dann zum Erwärmen des Innenraums des Flugzeugs ausgenutzt.
• US 4 099 691 (Swanson et al) offenbart ein Grenzschichtsteuerbzw. -regelsystem für Flugzeuge, worin heiße Abzapfluft von dem Triebwerk zu einer Anzahl von Verteilern geleitet wird, die in einer spannweitenweisen Anordnung längs des Flügels untergebracht sind. Eine einzige Reihe von Luftentladungsöf fnungen (siehe Figuren 9 und 10) ist an einem oberen Ort benachbart der Vorderkante des Flügels vorgesehen, um zu bewirken, daß die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelluft nach aufwärts entlang der oberen Flügeloberfläche hinter der Vorderkante strömt. Das Patent ist auf die thermische Beanspruchung und aerodynamische Probleme gerichtet, die mit solchen Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsystemen verbunden sind.
• US 4 615 499 (Knowler) zeigt eine verbesserte "Posaunen"-Armatur zum Entfalten von Vorderkantenhilfsflügeln.
• Die britische Patentschrift 504 360 (Spearpoint et al) offenbart eine den Auftrieb erhöhende Anordnung, worin Luft hoher Geschwindigkeit vom Propellerabstrom gesammelt und spannweitenweise längs des Flügels verteilt wird. Dann wird die Luft nach aufwärts und auswärts aus einem Schlitz entladen, der sich ein wenig rückwärts von der Vorderkante befindet, so daß die entladene Luft rückwärts längs der oberen Oberfläche des Flügels strömt. Ein Heizer in dem Kanal sorgt für einen Vereisungsschutz, wenn das erforderlich ist.
• Das französische Patent 972 392 (Greenly) offenbart etwas, was ein Vereisungsschutzverfahren für die Haube und die Gondel auf einem Turboproptriebwerk zu sein scheint. Die Vorderkante wird durch Leitung erwärmt, und dann werden die heißen Gase aus Schlitzen ausgestoßen, die sich in dem Inneren der Gondel rückwärts von der Vorderkante befinden. Luft wird auch aus einein einzigen Schlitz an der Nase der Haube nach einem vorderen Schirm zu entladen, wobei diese Luft dann so strömt, daß sie sich radial auswärts und rückwärts längs der Haube ausbreitet.
• In FR-A-1 311 826 wird ein Flugzeug offenbart, das Flügel hat, die mit Vorderkantenhilfsflügeln ausgerüstet sind. In dem Raum zwischen dem Hilfsflügel und der Vorderkante des Hauptflügelkörpers ist eine Anzahl von drehbaren Kammern angeordnet, wobei jede genannte Kammer eine perforierte äußere Oberfläche hat und mit einem Zuführungs-/Entladungskanal mittels eines flexiblen Rohrs verbunden ist. Der Zuführungs-/Entladungskanal kann wahlweise durch separate Steuerventile entweder mit einer Druckluftquelle oder einer Sogquelle verbunden werden. Wenn der Vorderkantenhilfsflügel entfaltet wird, wird die Kammer leicht nach aufwärts in eine Position gedreht, worin ihre perforierte äußere Oberfläche bündig mit der oberen Haut des Hilfsflügels und des Hauptflügelkörpers ist. Während des Startens oder Landens, wenn der Hilfsflügel entfaltet ist, wird der Kanal mit der Sogquelle verbunden und dient als Entladungskanal für Grenzschichtluft, welche durch die freiliegenden perforierten äußeren Oberflächen der Kammern eingezogen wird. Wenn der Hilfsflügel zurückgezogen wird, oder gerade bevor er zurückgezogen wird, wird der Kanal mit der Druckluftquelle, z.B. einer Gasturbine verbunden, und diese Druckluft wird durch die perforierte äußere Oberfläche ausgeblasen, so daß demgemäß die Perforationen, welche durch Staub, Insekten etc. verstopft worden sein können, gereinigt werden. Es wird weiter erwähnt, daß für Vereisungsschutzanwendungen heiße Luft auch durch die perforierte äußere Oberfläche ausgeblasen werden kann. Dieses Dokument des Standes der Technik offenbart jedoch kein Vereisungsschutzsystem, das in der Vorderkante des Flügels, welche für ein Vereisen am empfindlichsten ist, angeordnet ist. Und es offenbart auch kein Vereisungsschutzsystem, welches betrieben werden kann, wenn der Flügel in seinem Reiseflugzustand ist, wobei der Vorderkantenhilfsflügel eingefahren ist.
Abriß der Erfindung
• Ziel der vorliegenden Erfindung ist es daher, eine Flugzeugstruktur der im Oberbegriff des Anspruchs 1 beschriebenen Art zur Verfügung zu stellen, die eine Vereisungsschutz- bzw. Enteisungs- und/oder Grenzschichtsteuer- bzw. -regeleinrichtung hat, welche sich in jenem Abschnitt des Flügels befindet, der am empfindlichsten für eine Vereisung ist und welche in der Reiseflugkonfiguration verwendbar ist. Gemäß der Erfindung wird dieses dadurch erreicht, daß die Luftöffnungen in dem ersten Vorderkantenoberflächenteil ausgebildet sind, wobei die heiße Druckluft aus den Öffnungen über den ersten Oberflächenteil strömt und dann rückwärts über den zweiten Oberflächenteil mit einem Strömungsvolumen und einer Temperatur strömt, die ausreichend sind, auch ein Vereisen des zweiten Teils zu unterbinden, daß der innenseitige Ort in der sehnenweisen Richtung wenigstens in eine erste und zweite separate Kammer unterteilt ist, von denen jede einen benachbarten Oberflächenbereich hat, wobei der Oberflächenbereich benachbart der ersten Kammer so positioniert ist, daß er niedrigere außenseitige Druckniveaus während des Flugs erfährt als der Oberflächenbereich benachbart der zweiten Kammer, und daß Rückschlagventilmittel zwischen wenigstens einem Teil der Luftöffnungen des Oberflächenbereichs benachbart der zweiten Kammer und den Luftöf fnungen des Oberflächenbereichs benachbart der ersten Kammer angeordnet sind, welche es Luft ermöglichen, von der ersten zu der zweiten Kammer zu strömen, jedoch eine umgekehrte Strömung von der zweiten Kammer zu der ersten verhindern. Diese Anordnung ermöglicht eine wirksame Enteisung bzw. einen wirksamen Vereisungsschutz, und die Rückschlagventilmittel zwischen den separaten Kammern verhindern, daß Luft durch die Kammern infolge des Druckgradienten zirkuliert, welcher auf der Oberfläche der Vorderkante vorhanden ist, und welcher auf den Auftriebsoberflächen, wie den Flügelvorderkanten oder den Triebwerkseinlässen am stärksten ist. Diese Zirkulation führt dazu, daß eine Strömung in die Kammern in Bereichen von höherem Druck eintritt und durch die Perforationen in Bereichen von niedrigem Druck austritt, wo die Ströinung, welche durch die Perforationen austritt, etwas nachteilig für die Entwicklung der äußeren Grenzschicht sein kann und eine Erhöhung im Strömungswiderstand sowie eine Verminderung im Auftrieb verursachen kann, wenn das Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystem nicht arbeitet.
• Vorzugsweise ist das Luftzuführungsmittel außerdem mit einem Sogmittel eingerichtet, um einen niedrigeren Druck an dem innenseitigen Ort in einer Art und Weise zu erzeugen, daß Grenzschichtluft wenigstens durch einige der Luftöffnungen einwärts gezogen wird, und die Rückschlagventilmittel sind in wenigstens einer der Kammern angeordnet, um ein Ausströmen von heißer Druckluft durch einen Bereich der Luftöffnungen zu ermöglichen, während sie eine Strömung von außenseitiger Luft nach einwärts durch die Öffnungen in dem Bereich der Luftöffnungen verhindern. Dieses wird in einer kombinierten Enteisungs- bzw. Vereisungsschutz-/Grenzschichtsteuer- bzw. -regelausführung der vorliegenden Erfindung gezeigt. Der Zweck eines Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems ist es, Strömungswiderstand durch Aufrechterhalten einer laminaren Grenzschicht zu vermindern. Das gezeigte System ist ein Hybridlaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem, wobei"Hybrid" bedeutet, daß die Laminierung teilweise durch Sog (Vorderkantenteil) und teilweise durch angemessenes Drapieren des Flügelquerschnitts (in dem Holmkastenbereich) erreicht wird. In der bevorzugten Form erstreckt sich das Saugsystem von der Vorderkante bis nahe dem vorderen Holm und nur auf der oberen Oberfläche. Demgemäß wird eine laminare Strömung auf der oberen Oberfläche bis etwa 50 % der Flügelsehne erreicht.
• Das Saugsystem für die Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung erfordert eine perforierte Vorderkantenhaut. In einer bevorzugten Konfiguration sind Saugnuten auf der Rückseite der Haut durch spannweitenweise Längsträger und eine innere Haut ausgebildet. Die Nuten unterteilen den Querschnittsbereich in eine Vielheit von sehnenweisen Zonen, die Linien von Isobaren auf der Außenseite der Haut folgen. Die Saugnuten sind durch kontrollierte bzw. gesteuerte bzw. geregelte Öffnungen in der inneren Haut mit Kollektoren verbunden. In dem speziellen System, das in der ersten Ausführungsform gezeigt ist, hat das System fünf sehnenweise Kollektoren, welche sich spannweitenweise wiederholen. Ein Kanalisierungssystem mit Strömungssteuer- bzw. -regelventilen verbindet den Saugbereich mit einer Saugpumpe.
• Für Hochauftrieb bei niedriger Geschwindigkeit und zur Verhinderung einer Vorderkantenkontamination mit Insektenschlägen bei niedriger Geschwindigkeit, niedriger Höhe ist eine sich faltende Abrundungsnasen-Kruegerklappe erforderlich, welche in dem Vorderkantenhohlraum zusätzlich zu den Saugnuten und der Kanalisierung passen muß.
• Bei der Saugplatte, der Kanalführung, den Vorderkantenstützrippen, der Kruegerklappe und ihrer Betätigung, die alle um Raum in dem Vorderkantenhohlraum konkurrieren, ist kein Raum für die Installation eines Vereisungsschutz- bzw. Enteisungs- Systems von irgendeiner Art vorhanden. Die vorliegende Erf indung benutzt daher den vordersten Teil des Saugsystems für einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung. In der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart ist die Saugpumpe abgeschaltet, und vom Triebwerk abgezapfte Luft wird in den vorderen Teil des Kanalsystems kanalisiert. Diese heiße Abzapfluft tritt durch die Perforationen in der Vorderkantenhaut aus und beginnt, sich mit der Grenzschicht zu vermischen. Dieser Vorgang bringt die Wärme richtig zu dem Punkt, wo sie benötigt wird, um die Vorderkante frei von Eis zu halten. Er ist daher leistungsfähiger als das Sprührohrvereisungsschutz- bzw. -enteisungssystem und erfordert eine kleinere Menge an Abzapfluft.
• Das Laminarströmungssaugsystem erstreckt sich von der Flügelvorderkante nach aufwärts und hinten. Für einen angemessenen Vereisungsschutz bzw. eine angemessene Enteisung ist es außerdem nötig, daß der Bereich 50 bis 75 mm (zwei bis drei Zoll) abwärts und hinter der Flügelvorderkante geschützt wird. Dieses wird dadurch bewerkstelligt, daß es heißer Druckluft ermöglicht wird, in diese spezielle Nut durch Rückschlagventile einzutreten.
• In einer weiteren Ausführungsform ist die Quelle für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft von Triebwerksabzapfluft zu Luft verändert, die durch einen von einem elektrischen Motor angetriebenen Kompressor komprimiert und durch einen elektrischen Kanalheizer geheizt wird.
• Außerdem kann das System modular gemacht sein, d.h. es gibt eine Vielheit von diesen Kompressor-/Heizereinheiten pro Flügeloberfläche (Dieses Prinzip ist im US-Patent 4 741 499 enthalten, welches hier durch Bezugnahme aufgenommen wird).
• In der Anwendung dieser Variation auf die erste Ausführungsform wird der von einem elektrischen Motor angetriebene Kompressor die Saugpumpe für die Laminarströmungssteuer- bzw. -regelfunktion und die Quelle von komprimierter Luft für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsfunktion, wobei der elektrische Kanalheizer das meiste des Temperaturanstiegs erzeugt. Der von einer modularen Einheit abgedeckte Bereich kann ein oder zwei Kruegerelemente abdecken. Die Vielheit von Einheiten sieht eine Redundanz vor, so daß ein einzelner Defekt nur einen kleinen Teil des Flügels entweder in der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsart oder der Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzbetriebsart beeinträchtigt.
• In der Anwendung dieser weiteren Ausführungsform wird der Vorteil der Redundanz in der Vielzahl von Modulen realisiert. Typischerweise würde ein Modul pro Hilfs- bzw. Vorf lügel vorhanden sein; zwei Module pro Triebwerkseinlaß oder drei bis vier Module pro Leitwerksoberfläche.
• Diese Merkmale werden ersichtlich aus der folgenden detaillierten Beschreibung.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
• Figur 1 ist eine perspektivische Ansicht, die von einem inneren Ort her eine Vorderkante und einen oberen vorderen Oberflächenteil eines Flügels mit dem Kanalisierungssystem für die Grenzschichtsteuerung- bzw. -regelung eines Flugzeugs zeigt, in das eine erste Ausführungsform der vorliegenden Erfindung eingebaut ist.
• Figur 2 ist eine diagrammatische Ansicht, welche das Strömungsverteilungssystem veranschaulicht, das entweder in der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart (wo heiße Druckluft zu dem Flügel abgegeben wird) und auch in der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsart (wo Sog vorgesehen wird, um Luft durch Öffnungen in der Flügeloberfläche einzuziehen) betrieben werden kann.
• Figur 3 ist eine Schnittansicht eines Vorderkantenteils eines Flügels, ausgeführt im sehnenweisen Schnitt, welche einen Flügel veranschaulicht, der gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung aufgebaut ist und der eine Kruegerklappe in der verstauten Position enthält.
• Figur 4 ist eine der Figur 3 entsprechende Ansicht, welche die Kruegerklappe in ihrer ausgefahrenen Position zeigt.
• Figur 5 ist eine Querschnittsansicht eines Vorderkantenabschnitts eines Flügels, der für eine Grenzschichtsteuerungbzw. -regelung ausgelegt ist, derart, wie in den Figuren 1 und 2 gezeigt ist, welche ein Rückschlagventil zeigt, das dazu verwendet wird, es Abzapfluft zu ermöglichen, in der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart durch die untersten Öffnungen auszutreten;
• Figur 5A ist eine Querschnittsansicht von einer der Öffnungen in der äußeren Haut, die in einem vergrößerten Maßstab gezeichnet ist.
• Figur 6 ist eine Schnittansicht längs einer sehnenweisen Achse eines Vorderkantenhilfsflügels, die eine zweite Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt, welche so konfiguriert ist, daß sie nur in der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart arbeitet;
• Figur 7 ist eine Längsschnittansicht eines vorderen Gondelteils eines Triebwerkseinlasses, in den noch eine dritte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung eingebaut ist, welche nur in einer Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart arbeitet;
• Figur 8 ist eine diagrammatische Ansicht einer vierten Ausführungsform, die ein Strömungsverteilungssystem für Hybridlaminarströmungssteuerung bzw. -regelung und für den Vereisungsschutz bzw. das Enteisen enthält, worin die Leistungsquelle für beide Betriebsarten ein elektrisch angetriebener Kompressor ist und worin die Saug-/Blasfunktionen modularisiert sind.
• Figur 9 zeigt eine Aufsicht auf einen Hilfsflügel mit einem Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystem der fünften Ausführungsform, wo die Leistungsquelle für den Vereisungsschutz bzw. das Enteisen ein modularisierter, von einem elektrischen Motor angetriebener Kompressor mit elektrischem Kanalheizer ist.
Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen
• In Figur 1 ist etwas schematisch in gestrichelten Linien ein Flügel 10 gezeigt, der eine Vorderkante 12, eine Hinterkante 14, eine obere Oberfläche 16 und eine untere Oberfläche 18 hat. Weiter hat der Flügel 10 eine spannweitenweise Achse 20 und eine sehnenweise Achse 22. Nur ein oberer vorderer Teil dieses Flügels 10 ist in ausgezogenen Linien in den Figuren 1 und 2 gezeigt, dieses ist angemessen für die Offenbarung der vorliegenden Erfindung.
• Es ist in beiden Figuren 1 und 2 ein Hautabschnitt 24 des Flügels 10 und ein Verteilersystem 26 gezeigt. Nur in Figur 2 ist ein Luftströmungssteuer- bzw. -regelsystem 28 gezeigt, welches in einer von zwei Betriebsarten betrieben werden kann. In der ersten Betriebsart liefert das Luftströmungssteuer- bzw. -regelsystem 28 einen Sog, der in dem Verteiler 26 ausgeübt wird, um Umgebungsluft durch den Hautabschnitt 24 für die Grenzschichtsteuerung einzuziehen. Dieses kann gemäß den Lehren getan werden, die von Mr. Bernard Gratzer formuliert und in dem früher herausgegebenen europäischen Patent 0 222 421 offenbart sind. In einer zweiten Betriebsart gibt dieses Luftströmungs- System 28 heiße Druckluft durch ausgewählte Teile des Verteilersystems 26 ab, um einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung vorzusehen.
• Es sei auf Figur 1 Bezug genommen, wonach der Hautabschnitt 24 eine äußere Haut 30, eine innere Haut 32 und eine Mehrzahl von sich spannweitenweise erstreckenden Längsträgern 34, welche sowohl mit der inneren als auch mit der äußeren Haut 30 und 32 in einer Art und Weise verbunden sind, daß sie eine Mehrzahl von sich spannweitenweise erstreckenden Nuten oder Durchgängen 36 begrenzen, umfaßt. Die äußere Haut 30 ist eine perforierte Haut (wünschenswerterweise aus Titan hergestellt), die eine Mehrzahl von kleinen Öffnungen 37 hat, welche sich über im wesentlichen den gesamten Hautbereich erstrecken, wo die Grenzschichtsteuerung und/oder der Vereisungsschutz bzw. die Enteisung stattfinden soll. (Da die Durchmesser der Öffnungen 37 sehr klein ist, sind die tatsächlichen Öffnungen 37 nicht gezeigt, und es ist nur eine Öffnung 37 in Figur 5A in einem vergrößerten Maßstab gezeichnet gezeigt.)
• Der äußerste Vorderkantenort (bei 38 in Figur 1 angegeben) ist am empfindlichsten für eine Eisbildung.
• Das Verteilersystem 26 umfaßt einen Hauptkanal 44, der mit einer Mehrzahl von sich spannweitenweise erstreckenden Kanälen 46 verbunden ist, von denen jeder mit einer Mehrzahl von sich sehnenweise erstreckenden Kollektoren 48 verbunden ist. in dieser ersten Ausführungsform gibt es fünf spannweitenweise Kanäle 46, und diese sind jeweils mit 46a, 46b, 46c, 46d und 46e bezeichnet. An jeder Kollektorstation gibt es fünf separate Kollektoren, wobei jeder von diesen jeweils mit 48a, 48b, 48c, 48d und 48e bezeichnet ist. Der spannweitenweise Kanal 46a ist mit jedem der sehnenweisen Kanalabschnitte 48a durch jeweilige, mit 50a bezeichnete Klappenventile verbunden (siehe Figur 2). In entsprechender Weise ist der nächste spannweitenweise Kanal 46b mit jedem der sehnenweisen Kanalabschnitte 48b durch jeweilige Klappenventile 50b verbunden, wobei diesem gleichen Muster weiter bis zu dem fünften spannweitenweisen Kanal 46e gefolgt wird, der durch jeweilige Klappenventile 50e mit dem Kollektor 48e verbunden ist. Außerdem gibt es ein Hauptklappenventil 51, welches die Strömung zu beiden spannweitenweisen Kanälen 46d und 46e absperrt. Es sei bemerkt, daß die verschiedenen Kollektoren 48a, b, c, d und e sich ändernde sehnenweise Längendimensionen haben, wobei der Grund hierfür darin besteht, die gewünschte Strömungsverteilung zu erreichen. Dieses wird hier später beschrieben. Weiter ist die Anordnung der Kanalabschnitte 48a-e genauer in Figur 1 relativ zu dem Ort auf dem Flügel gezeigt.
• Es sei weiter auf Figur 2 Bezug genommen, wonach das Luftströmungssteuer- bzw. -regelsystem 28 einen Abzapfluftzuführungseinlaß 52 hat, in welchen Abzapfluft aus dem Kompressorabschnitt der Triebwerke strömt. Diese Abzapfluft ist typischerweise auf einem Temperaturniveau von zwischen 121 bis zu 204 Grad C (250 bis 400 Grad F) und einem Druck von 172 bis 345 KPA (25 bis 50 PSI), abhängig von der Betriebsweise der Triebwerke.
• Für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsweise wird die Abzapfluft zuerst durch einen Wärmeaustauscher 54 geleitet, der einen Frischlufteinlaß 56 hat, in welchen Frischluft strömt, um als ein Kühlmedium in dem Wärmeaustauscher 54 benutzt zu werden. Diese Kühlluft strömt wiederum durch einen Auslaß 58 über Bord. Ein Regulier- bzw. Reglerventil 60 ist zusammen mit einer Temperaturabfühleinrichtung 52 vorgesehen, um die Strömung der Frischluft so zu steuern bzw. regeln, daß die Abzapfluft auf das angemessene Temperaturniveau, z.B. 93 bis 149 Grad C (200 bis 300 Grad F) gebracht wird, um die Vorderkantenstruktur vor einer Überhitzung zu schützen, aber immer noch heiß genug für Vereisungsschutz bzw. Enteisung ist. Die Abzapfluft strömt von dem Wärmeaustauscher 54 durch ein Filter 64 und dann durch ein Druckregulator- bzw. -reglerabsperrventil 66 zu dem Hauptkanal 44.
• In der Grenzschichtsteuerbetriebsart strömt die Abzapfluft von dem Einlaß 52 durch die Leitung 70 durch ein Turbinengeschwindigkeitssteuer- bzw. -regelventil 72, dann durch ein Absperrventil 74 zu einer Turbine 76 eines Turbokompressors 78. Der Turbokompressor 78 hat einen Kompressorabschnitt 80, dessen Eintrittsende durch einen Schalldämpfer 82 und durch ein Absperrventil 84 so angebracht ist, daß es mit dem Hauptkanal 44 verbunden ist. Demgemäß liefert der Kompressorabschnitt 80 einen Sog in dem Hauptkanal 44 und entlädt die Luft aus dem Kanal 44 durch eine Austrittsleitung 86.
• In Figur 5, die eine Querschnittsansicht des Flügelvorderkantenteils 12 ist, ist eines aus einer Mehrzahl von Rückschlagventilen 94 gezeigt, das an dem inneren Hautabschnitt 32 in einem der Kanalabschnitte 48a angebracht ist und zu der Nut oder dem Durchgang 36 führt, die bzw. der in einem unteren Bereich 96 des äußeren Hautabschnitts 30 ist. Der Grund für dieses Rückschlagventil 94 besteht darin, daß, obwohl es notwendig ist, diesen unteren Bereich 96 zu enteisen, dort kein Vorteil für die Grenzschichtsteuerung besteht, wenn Sog in diesem Bereich 96 vorgesehen wird. Demgemäß gestattet das Rückschlagventil 94 nur ein Ausströmen von Luft während der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart, es blockiert jedoch eine Luftströmung einwärts durch die Öffnungen in dein Hautabschnitt 30 während der Grenzschichtsteuerungsbetriebsart.
• Die Figuren 3 und 4 zeigen ein anderes Merkmal der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die in einen Flügel 10a eingebaut ist, welcher eine Xruegerklappe 100 hat. Diese Kruegerklappe 100 ist von konventioneller Ausbildung oder kann von konventioneller Ausbildung sein, wobei die Klappe 100 bei 102 drehbar angebracht und durch einen Antriebsarm 104 betätigt wird, der betriebsmäßig mit einer Betätigungswelle 106 verbunden ist. Der Arm 104 bewegt den Hauptklappenabschnitt 108 zwischen der verstauten Position der Figur 3 und der ausgefahrenen Position der Figur 4, während ein damit verbundenes Antriebsglied 110 dahingehend funktioniert, daß es den Nasenabschnitt 112 der Klappe 100 weiter ausfährt.
• Die Kruegerklappe ist ein inhärenter Teil dieses Hybridenlaminarströinungssteuer- bzw. -regelsystems für die obere Flügeloberfläche. Sie dient zwei Funktionen. Die erste ist als eine Hochauftriebseinrichtung für Starten und Landen. Die Krueger wird in der unteren Oberfläche des Flügels verstaut und ermöglicht eine glatte obere Oberfläche, was eine Notwendigkeit für Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung ist. Ein Vorflügel z.B. wird auf der oberen Oberfläche des Flügels verstaut und bildet eine Stufe mit der ortsfesten oberen Flügeloberfläche, welche inkompatibel mit einer Laminarströmungssteuerung bzw. -regelung ist.
• Die zweite Funktion der Krueger ist es, die Flügelvorderkante vor einer Insektenkontamination bei niedrigen Höhen und niedrigeren Geschwindigkeiten zu schützen. Die Kruegerklappe bildet einen "Insektenschirm" für die feste Vorderkante. Der Hauptteil der Insekten trifft auf die Krueger-Abrundungsnase auf, welche innerhalb des Vorderkantenhohlraums verstaut wird.
• Um die Betriebsweise der folgenden Erfindung zu beschreiben, sei angenommen, daß das Flugzeug in der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart betrieben werden soll. Die Abzapfluft von den Triebwerken strömt in den Einlaß 52 und durch den Wärmeaustauscher 54, dann durch das Filter 64 und außerdem durch das Druckregulier- bzw. -reglerventil 66 in den Hauptkanal 44. Wie vorher angegeben, tritt Umgebungsluft in den Frischlufteinlaß 56 ein, um durch den Wärmeaustauscher 54 und dann durch den Auslaßdurchgang 58 zu strömen, so daß es die Abzapfluft auf eine Temperatur bringt, welche mit der gebundenen bzw. geklebten Vorderkantenstruktur kompatibel ist. Die Temperaturabfühleinrichtung 62 ist zur Regulierung bzw. Regelung des Steuer- bzw. Regelventils 60 vorgesehen. Während der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsart wird der Turbokompressor 78 abgeschaltet, und das Absperrventil 74 wird geschlossen.
• Während der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungbetriebsart ist es nicht notwendig, heiße Luft durch die rückwärtiger positionierten Kanalabschnitte 48d und e zu entladen. Demgemäß wird das Hauptklappenventil 51 in seine geschlossene Position bewegt, um eine Strömung in die spannweitenweisen Kanäle 46d und 46e zu verhindern. Die Klappenventile 50a, 50b und 50c bleiben offen, so daß heiße Luft, die in den Hauptkanal 44 fließt, in die spannweitenweise Kanalabschnitte 46a, 46b und 46c und dann in die mehr vorderen sehnenweisen Kanalabschnitte 48a, 48b und 48c strömt. Die heiße Luft strömt durch die Öffnungen 37 in dein Hautabschnitt 30 nach auswärts. Die heiße Luft, die durch die Öffnungen 37 nach auswärts strömt, verdrängt die vorhandene Grenzschicht, vermischt sich mit ihr und schirmt die äußere Oberfläche des Hautabschnitts 30 mit einer Schicht von Warmluft ab. Diese heiße Luftschicht strömt nach rückwärts über die oberen und unteren Oberflächen des Flügels 10, so daß die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungswirkung auch über den Oberflächenbereichen in einer mäßigen Entfernung rückwärts von den Orten der Öffnungen 37, durch welche die heiße Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft entladen wird, auftritt.
• Es sollte besonders erwähnt werden, daß das System der vorliegenden Erf indung ziemlich unterschiedlich gegenüber dem konventionellen Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzsystem arbeitet, wo Heißluft gegen die innenseitige Oberfläche der Vorderkantenhaut gesprüht wird, so daß eine Enteisung bzw. ein Vereisungsschutz mittels Leitung zu der außenseitigen Oberfläche der Haut bewerkstelligt wird. Das schwache Glied in diesem System nach dem Stande der Technik ist die Konvektion auf der innenseitigen Oberfläche, die hohe Geschwindigkeiten und Temperaturen der Enteisungsluft erfordert, um eine angemessene Leitung der Wärme durch die Haut zu der äußeren Oberfläche zu erreichen. In dem System der vorliegenden Erfindung wird die Heißluft direkt zu der äußeren Oberfläche des Hautabschnitts 30 gebracht, wobei sie die existierende Grenzschicht verdrängt. Dieses System hängt nicht allein von interner Konvektion ab, sondern es gibt auch eine Konvektion, wenn die Heißluft durch die Perforationen hindurchströmt und wenn sie die äußere Oberfläche berieselt. Mit anderen Worten heißt das, daß die gesamte Vorderkantenhaut in heiße/warme Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzluft getaucht wird.
• Es sei nun angenommen, daß das System der vorliegenden Erfindung in der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsart betrieben werden soll, so daß Grenzschichtluft in die Öffnungen 37 in dem äußeren Hautabschnitt 30 gesaugt wird. In dieser Betriebsart wird das Absperrventil 66 geschlossen, und das Ventil 74 wird geöffnet. Die in den Einlaß 52 strömende Abzapfluft strömt durch das Turbinengeschwindigkeitssteuer- bzw. -regelventil 72 zu dem Turbinenabschnitt 76 des Turbokompressors 78. Dieses bewirkt, daß der Turbokompressor 78 arbeitet, so daß der Koinpressorabschnitt 80 Luft aus dem Hauptkanal 44 hereinzieht, so daß demgemäß eine umgekehrte Strömung in den Kanälen 46a-e und 48a-e erzeugt wird, wobei äußere Luft durch die Öffnungen 37 nach einwärts gezogen wird. Wie es auf dem Fachgebiet gut bekannt ist, reduziert dieses Hereinziehen der Grenzschichtluft Störungen in der Grenzschicht und verzögert den Übergang von einer laminaren zu einer turbulenten Grenzschicht, so daß der Strömungswiderstand vermindert und die Leistungsfähigkeit verbessert wird.
• Während der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsweise sind alle Klappenventile 50a-50e und 51 offen, so daß Außenluft in alle sehnenweisen Kollektorabschnitte 48a-e gezogen wird. Jedoch sind, wie vorher bemerkt, die Rückschlagventile 94 (siehe Figur 5) an gewissen Orten in den Kollektorabschnitten 48a vorgesehen, um zu verhindern, daß die Außenluft in die Öffnungen 37 in den unteren Oberflächenbereichen 96 eintritt. Wie vorher angegeben, besteht der Grund hierfür darin, daß eine Grenzschichtsteuerung bzw. -regelung der unteren Flügeloberfläche in diesem System nicht beabsichtigt ist.
• Das Turbinengeschwindigkeitssteuer- bzw. -regelventil 72 ist so ausgeführt, daß es auf die Drehgeschwindigkeit des Turbokompressors 78 anspricht, so daß es die Strömung von Luft zu demselben steuert bzw. regelt und demgemäß die Geschwindigkeit des Turbokompressors 78 reguliert bzw. regelt.
• Die Figur 6 zeigt eine zweite Ausführungsform, worin das Heißluftinjektionsenteisungs- bzw. -vereisungsschutzprinzip auf einem konventionellen Flügel mit Vorderkantenhilfsflügeln angewandt wird. Es gibt dort einen Vorderkantenhilfsflügel 114, der einen Nasenabschnitt 116 mit nur einer äußeren Haut 118 hat, in der eine Mehrzahl von Öffnungen 120 ist.
• Der Nasenabschnitt 116 hat einen sich spannweitenweise erstreckenden Holm 122, der auf seiner rückwärtigen Oberfläche eine Isolationsschicht 124 hat. Es gibt eine erste Wandplatte 126, die mit einem oberen Teil der Haut 118 und dem Holm 122 eine erste Kammer oder einen ersten Kanalabschnitt 128 begrenzt. Es gibt eine zweite Wandplatte 130, die sich von einem intermediären Ort auf der ersten Wandplatte 126 zu einem unteren vorderen Teil des Hautabschnitts 118 erstreckt, so daß sie zwei andere Kammern oder Kanalabschnitte 132 bzw. 134 bildet.
• Es gibt zwei Reihen von Rückschlagventilen 136 und 138, welche an der ersten Wandplatte 126 so angebracht sind, daß sie eine Strömung aus der ersten Kammer oder den ersten Kanalabschnitt 128 in die anderen beiden Kanalabschnitte 132 bzw. 134 ermöglichen. Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzluft wird durch eine geeignete Leitung, wie eine Verbindung vom Typ einer "ausziehbaren Leitung", von welcher ein Teil schematisch bei 140 angedeutet ist, in die Kammer 128 geleitet. Wenn die heiße Druckluft in die Kammer 128 strömt, öffnet dieses die beiden Reihen von Rückschlagventilen 136 und 138, so daß die Luft aus der Kammer 128 in die beiden Kammern 132 und 134 strömt. Die heiße Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzluft strömt durch die Öffnungen 120 aus, um die Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzfunktion zu bewerkstelligen, wie oben beschrieben.
• Der Grund für die Rückschlagventile 136 und 138 ist wie folgt. Wenn der Hilfs- bzw. Vorflügel 114 in seiner verstauten Position ist, bildet der Nasenabschnitt 116 die Vorderkante des Flügels 10a. Es gibt auf den Vorderkantenteilen der Auftriebsflächen große stromweise (d.h. sehnenweise) Druckgradienten. Wenn der Vorderkantenabschnitt mit einer großen Vorderkantenkammer oder einem großen Vorderkantenkanal hergestellt wäre, würde die perforierte Haut eine Zirkulation von dem unteren vorderen Hautteil (wo der Druck höher ist) in den Kanal und aus einem oberen Hautteil (wo der Druck niedriger ist) während Perioden ermöglichen, in denen das Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystein abgeschaltet ist (d.h. im Reiseflugzustand). Diese Zirkulation würde einen Strömungswiderstandnachteil bewirken. Daher sind separate Kammern oder Kanäle 128, 132 und 134 mit den angemessenen Rückschlagventilen 136 und 138 vorgesehen, um jenes Strömungsmuster zu verhindern, wenn das Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystem ausgeschaltet ist. Demgemäß bewirken die Federn in den Rückschlagventilen 136 und 138 (plus der Luftdruck in den Kammern 132 und 134) während des Reiseflugs, daß sich die Ventile 136 und 138 schließen. Um die Strömung der Vereisungschutz- bzw. Enteisungsluft zu optimieren, sollten die Öffnungen 120 in der äußeren Haut 118 in der sehnenweisen Richtung nicht gleichförmig sein. Der größte Bedarf an Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft ist an der äußerstens Vorderkante des Flügels in dem Bereich des Kanal abschnitts 134. Stromabwärts, d.h. an den Kanalabschnitten 128 und 132, ist weniger Bedarf an heißer Luft. So hat die optimierte Haut ein dichteres Muster an Öffnungen 120 in dem Nasenabschnitt bei einer allmählichen Verminderung in einer sehnenweisen Richtung. Das ungleichförmige Muster der Öffnungen in der Vorderkantenhaut mag schwierig und teuer herzustellen sein. Um einen gleichartigen Effekt mit einem gleichförmigen Muster von Öffnungen überall in der Vorderkantenhaut zu erreichen, können Strömungsblockierungsstreifen 141 verwendet werden. Diese Metallstreifen werden an die innere Oberfläche der Haut gebunden bzw. geklebt und verlaufen in einer spannweitenweisen Richtung. In dem Hilfs- bzw. Vorflügel der Figur 6 würden sie primär in den Kanalabschnitten 128 und 132 verwendet werden.
• Eine dritte Ausführungsforin ist in Figur 7 gezeigt, und diese ist eine Querschnittsansicht eines Vorderkantenabschnitts 156, welcher wünschenswerterweise in einem Triebwerkseinlaß oder möglicherweise für eine horizontale Heckvorderkante verwendet werden könnte. Dieser Vorderkantenabschnitt 156 hat einen vorderen Hautabschnitt 158, welcher mit einem spannweitenweisen Holm oder Querspant 160 einen Enteisungsbereich bildet, der in drei Kammern 162, 164 und 166 aufgeteilt ist. Spezieller ist eine vordere Wand 168, welche mit dem vordersten Teil des Hautabschnitts 158 die Kammer 162 begrenzt, und eine zweite Wand 170, welche mit der Wand 168 und einem oberen Teil des Hautbereichs 158 die Kammer 164 bildet, vorhanden. Die dritte Kammer 166 ist von der zweiten Wand 170, einem unteren Bereich des Hautabschnitts 158 und dem Holm des Querspanns 160 begrenzt.
• Es ist ein erstes Rückschlagventil 172 vorhanden, das eine Strömung von der oberen, mittleren Kammer 164 in die vordere Kammer 162 ermöglicht, während ein zweites Rückschlagventil 174, das auf der zweiten Wand 170 angebracht ist, eine Strömung von der oberen, mittleren Kammer 164 in die rückwärtige, untere Kammer 166 ermöglicht. Eine umgekehrte Strömung durch diese Rückschlagventile 172 und 174 wird natürlich blockiert. Die Enteisungsluft wird durch eine geeignete Leitung, welche schematisch bei 176 angedeutet ist, in die mittlere Kammer 164 eingespeist, so daß sie von dieser Kammer 164 in die anderen beiden Kammern 162 und 166 strömt. Es sind Öffnungen 178 über den gesamten Hautabschnitt 158 hinweg vorhanden, so daß die heiße Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft aus allen drei Abschnitten 162, 164 und 166 durch die benachbarten Bereiche des Hautabschnitts 150 nach auswärts strömt. Wenn das Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystem abgeschaltet ist, wird jedoch verhindert, daß eine Luftströmung in den Hautoberflächenbereichen höheren Drucks in die Kammern 162 und 166 und dann in die Kammer 164 strömt. Wie vorher angegeben, würde diese Luft, wenn die Luftströmung in die Kammer 164 ermöglicht würde, durch die Öffnungen 178 benachbart einem vorderen, oberen Hautoberflächenbereich austreten, und dieses könnte einen Ströinungswiderstandsnachteil verursachen. Perforationen variabler Dichte oder Blockierungsstreifen 154 werden dazu benutzt, die Ströinungsmengen in einer sehnenweisen Richtung zu optimieren.
• In einer vierten Ausführungsform ist die Quelle für die heiße Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft von Triebwerksabzapfluft zu Luft, welche durch einen mittels eines elektrischen Motors angetriebenen Kompressor komprimiert wird, geändert, wobei die Temperatur durch einen elektrischen Kanalheizer erhöht wird. Wie hier gezeigt, ist diese vierte Ausführungsform eine Variation der ersten Ausführungsforin.
• In dieser Ausführungsform kann der motorgetriebene Kompressor für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft in einer dualen Funktion für die Grenzschichtabsaugbetriebsart verwendet werden. Weiterhin kann dieses System inodular gemacht werden, indein eine Menge dieser Einheiten pro Flügeloberfläche vorgesehen wird, d.h. eine Einheit pro Länge von einer Kruegerklappenplatte. Dieses reduziert die Kompliziertheit der Kanalführung, eliminiert die Kanalführung in dein Bereich der Kruegerhalterung und -betätigung und sieht eine Redundanz in beiden Betriebsarten vor. Es sind für entsprechende Komponenten Bezugszeichenbezeichnungen vorgesehen, die gleichartig jenen der ersten Ausführungsform sind, wobei das Bezugszeichen "2" als ein Präfix zu der Doppelzifferbezeichnung der ersten Ausführungsform hinzugefügt ist.
• Die Figur 8 zeigt ein solches modulares System angewandt auf ein der ersten Ausführungsform ähnliches System. In Figur 8 ist etwas schematisch die feste Vorderkante eines Flügels 212 gezeigt, welche sich über die spannweitenweise Länge eines Kruegerklappenelements 200 erstreckt. Die feste Vorderkante ist identisch mit der in den Figuren 1, 2 und 5 gezeigten Vorderkante. Sie hat eine perforierte äußere Haut 230, eine innere Haut 232 und spannweitenweise Längsträger 234, die spannweitenweise Saugnuten 236 bilden. Sie hat zwei Sätze von fünf sehnenweisen Kollektorkanälen 248a, b, c, d, e, wobei jeder Satz ein wenig innenbords von den beiden Kruegerhalterungsund -betätigungsorten liegt. (Kruegerhalterung bei etwa 21 % der Kruegerspannweite, Kollektoren bei etwa 25 %). Das Verteilersystem 226 umfaßt einen Hauptkanal 244, welcher mit zwei Sätzen von fünf spannweitenweisen Kanälen 246 a, b, c, d, e mit den beiden Sätzen von Kollektoren 248 verbunden ist. Der Hauptkanal führt zu dein Motor-/Kompressormodul 278, umfassend einen elektrischen Motor 276 und einen Kompressor 280, welcher direkt an dem Motor angebracht ist. Stromabwärts von dem Kompressor ist eine Austrittdüse 282 vorhanden, die auf der unteren Oberfläche des vorderen Flügels liegen kann und nach hinten gerichtet sein würde. Es gibt drei Dreiwegventile in dem Hauptkanal 244. Das Ventil 248 stroinabwärts von dem Kompressor 280 ermöglicht es, daß die Strömung entweder aus der Austrittsdüse 282 oder in einen Umgehungskanal 290 gerichtet wird. In der Umgehung 290 befindet sich ein elektrischer Widerstandskanalheizer 292. Der Umgehungskanal 290 vereinigt sich mit dein Hauptkanal 244 an einem Ort zwischen den Kanal- Verbindungen von 246d und 246c, und zwar mit einem Dreiwegventil 286. Das dritte Dreiwegventil 288 ist stromaufwärts von dem Motor-/Kompressormodul 278 und ermöglicht es, den Hauptkanal 244 zu schließen und eine Verbindung mit einem Einlaß 294 herzustellen. Dieser Einlaß 294 liegt innerhalb des Vorderkantenhohlraums, welcher Be- bzw. Entlüftungs- und Abzugslöcher auf der unteren hinteren Oberfläche hat.
• In der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelbetriebsart (Saugbetriebsart) sind die drei Ventile in dem Hauptkanal 244 für einen geraden Durchgang durch den Hauptkanal alle aufgedreht. Luft wird durch die Perforationen 237 in der Vorderkantenhaut 230 in die spannweitenweisen Nuten 236 gesaugt. Durch kontrollierte Öffnungen in der inneren Haut tritt die Luft in die beiden Sätze von Kollektoren 248a-e ein, welche die Strömung durch die Kanäle 246a-e zu dem Hauptkanal 244 in der Mitte von jedem Modul kanalisieren. Der Hauptkanal 244 ist zur Kühlung um den Motor 276 und in den Kompressor 280 geführt, welcher als eine Saugpumpe wirkt, von wo er durch die Austrittsdüse 282 über Bord ausgestoßen wird. In der Grenzschichtsteuerbzw. -regelbetriebsart ist der Umgehungskanal 290 durch die beiden Dreiwegventile 284 und 286 abgeschlossen. Außerdem ist der Einlaß 294 mit dem Ventil 288 abgeschlossen.
• In der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsbetriebsweise sind die drei Ventile 284, 286, 288 in die anderen Richtungen gedreht, so daß sie den Einlaß 294 und den Umgehungskanal 290 aufmachen, während sie die Austrittsdüse 282 und den Bereich des Hauptkanals 244, der sich zwischen den Ventilen 284 und 286 befindet, abschließen. Luft tritt durch den Einlaß 294 in dem Vorderkantenhohlrauin in das System ein. Sie strömt zur Kühlung um den elektrischen Motor 276 herum, wird im Koinpressor 280 komprimiert und strömt in den Umgehungskanal 290, wo der Kanalheizer 292 den Teinperaturanstieg aus der Kompression auf die Temperatur erhöht, die für die Enteisung bzw. den Vereisungsschutz gewünscht wird. Die heiße Luft strömt durch die vorderen drei Kanäle 246a, b und c in die Kollektoren 248a, b und c, in die Nuten 236 und durch die Perforationen 237 in die Grenzschicht der Flügelvorderkante. Es sei angenommen, daß die Vorderkantenkonfiguration dieser Variation identisch mit derjenigen ist, die in Figur 5 gezeigt ist, und zwar mit einem Rückschlagventil 94, das eine Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsnut unter und hinter der Vorderkante aufmacht.
• Die Figur 9 zeigt eine fünfte Ausführungsform, welche eine Anwendung des modularen motorgetriebenen Kompressor-/Heizerkonzepts auf einen Flügelvorderkanten-Vorflügel derart, wie in der zweiten Ausführungsform dieser vorliegenden Erfindung gezeigt, ist. Was gezeigt ist, ist die Aufsicht auf einen Vorderkantenhilfsflügel 314, der einen Nasenabschnitt 316 und einen spannweitenweisen Holm 324 hat. Der Querschnitt dieses Hilfs- bzw. Vorflügels ist identisch mit dem Hilfs- bzw. Vorflügelquerschnitt, der in Figur 6 gezeigt ist. Der einzige Unterschied besteht darin, daß die Luftquelle für die Enteisung bzw. den Vereisungsschutz in Figur 9 nicht Triebwerksabzapfluft ist, sondern heiße Luft, die von einem motorgetriebenen Kompressor 378 erzeugt und durch einen elektrischen Kanalheizer 392 gesteigert ist. Dieses System ist an der Rückseite des Holins 324 angebracht gezeigt, wobei der Einlaß 394 Luft aus dem Hohlraum zwischen dem Hilfs- bzw. Vorflügel und der festen Vorderkante zieht. Der Ausstoß aus diesem System, Luft mit einem Druck von 69 bis 103 kPa (10-15 PSI) über der Umgebung und einer Temperatur von 93 bis 149 ºC (200º bis 300º F) wird in den rückwärtigsten Kanal 328 des Hilfsflügelsvorderkantenhohlraums kanalisiert, welcher dem Kanal 128 in Figur 6 äquivalent ist. Von dort wandert die heiße Luft in die übrigen beiden Kanäle 332 und 334 und wird durch die perforierte Vorderkantenhaut in der gleichen Art und Weise, wie in Figur 6 gezeigt ist, in die Grenzschicht der Hilfs- bzw. Vorflügelvorderkante injiziert.
• Das modulare Konzept kann offensichtlich mit gleichen Vorzügen auf die dritte Ausführungsforin dieser Erfindung angewandt werden, d.h. Vorderkanten von vertikalen Hecks, Verstrebungen, Vorderkanten von horizontalen Hecks und Triebwerkseinlässen. Der Vorteil der Verwendung eines von einem elektrischen Motor angetriebenen Kompressors und eines elektrischen Kanalheizers zur Zuführung von heißer Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft besteht darin, daß dieses System moduliert werden kann, d.h. die Massenströmung, der Druck und die Temperatur können verändert werden, um die Erfordernisse für einen Vereisungsschutzbzw. eine Enteisung zu erfüllen. Im Gegensatz hierzu kommt die Triebwerksabzapfluft bei einem Druck und einer Temperatur, wie sie die Triebwerksleistungseinstellung diktieren. In den meisten Fällen muß der Druck zurückgedrosselt werden, und die Temperatur inuß in Vorkühlern erniedrigt werden, bevor die Abzapfluft für die Enteisung bzw. den Vereisungsschutz brauchbar ist. So ist eine große Vergeudung von Energie vorhanden, wenn Abzapfluft für die Enteisung bzw. den Vereisungsschutz verwendet wird, was zu wesentlichen Triebwerksschubverlusten führt. Außerdem ist das Abzapfluftsystem allgemein für den härtesten Enteisungs- bzw. Vereisungsschutzfall bemessen, so daß dieses System in weniger beanspruchenden Situationen die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungserfordernisse übersteigt, was mehr Energievergeudung bewirkt. Die Heißluftquelle dieser Erfindung vermeidet alle diese Vergeudung, weil Druck/Massenströmung und Temperatur unabhängig voneinander reguliert bzw. geregelt werden können, um die wirtschaftlichste Kombination für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsaufgabe zu erzeugen und überschreitet niemals die Erfordernisse.
• Das elektrisch betriebene Vereisungsschutz- bzw. Enteisungslufterzeugungssystem führt selbst zu einer modularen Lösung. Jedes Modul führt heiße Luft zu einem kleinen Teil der Vorderkante zu, so daß die Kanalisierung einfach ist. In dem Fall von Vor- bzw. Hilfsflügeln eliminiert dieses Konzept den Bedarf an Zuführungskanälen mit ausziehbarer Leitung (Kanälen zwischen der festen Vorderkante und dem sich bewegenden Hilfsbzw. Vorflügel) und Kanälen zwischen Hilfs- bzw. Vorflügeln. Das inodulare Konzept sieht eine Redundanz vor, d.h. ein Defekt von einer Einheit ist nicht abfertigungsbeschränkend. Das Ersetzen von einem Modul im Falle eines Defekts ist leicht.
• Was die Vorteile des Heißluftinjektionsvereisungsschutz- bzw. -enteisungssystems anbelangt, so zeigt eine vorläufige Wärmeübertragungsanalyse, daß eine signifikante Herabsetzung im äußeren Wärmeübertragungskoeffizienten durch Benutzung der vorliegenden Erfindung vorhanden ist. Die äußere Oberfläche der Haut wird durch die in die Grenzschicht injizierte Heißluft wirksam isoliert. Basierend auf experimentellen Daten ist zu sagen, daß die Verminderung in dem äußeren Wärmeübertragungskoeffizienten so groß wie 46 % sein kann, wenn die vorliegende Erfindung mit einem vergleichbaren System nach dem Stande der Technik verglichen wird, worin Heißluft gegen die innere Oberfläche der Haut an der Vorderkante so gesprüht wird, daß die Wärme durch die Haut geleitet wird. Der Vorteil der vorliegenden Erf indung ist es, daß sie konvektive Verluste herabsetzt (im Vergleich mit jenem System des Standes der Technik) und eine reduzierte Massenströmung erfordert (Abzapfluft), wenn man einen identischen Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsfall annimmt.
• Ein Forschungswindtunneltest wurde in dem Boeing Icing Research Tunnel ausgeführt, um die Eignung der vorliegenden Erfindung zu erproben. Es wurde ein Modell vorgesehen, welches für die Vorderkante des Außenbordflügels der Boeing 757 repräsentativ war, und zwar mit einer perforierten Titanhaut, welche den vorderen Bereich bedeckte. Zwei Hautkonfigurationen wurden getestet. Die erste Haut hatte kreisförmige Löcher mit einem Durchmesser von 0,127 mm (0,005 Zoll), wobei die Löcher voneinander (gemessen von Mitte zu Mitte) um 1,27 mm (0,05 Zoll) beabstandet waren, und mit einer Hautdicke von 1,02 mm (0,040 Zoll). Der zweite Hautabschnitt war mit Löchern von 0,0991 mm (0,0039 Zoll) Durchmesser ausgebildet, wobei der Abstand der Löcher 0,813 mm (0,032 Zoll) war und die Dicke der Haut war 0,635 mm (0,025 Zoll).
• Die Testparameter waren die folgenden: eine Luftgeschwindigkeit von 274 km/h von (170 MPH); die Außenlufttemperatur war im Bereich von minus 7 ºC und minus 29 ºC (plus 20º F und minus 20º F); der Flüssigwassergehalt war von 0,15 Gramm pro Kubikmeter bis 0,05 Gramm pro Kubikmeter; die Wassertröpfchengröße war 20 Mikron; die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungslufttemperaturen waren bei 93 ºC und 177 ºC (200 ºF und 350 ºF) in dem Zuführungskanal; und die Strömungsrate der Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft war 18 kg pro Minute pro Quadratmeter (3,6 pounds pro Minute pro Quadratfuß) des Bereichs.
• Ein Vergleich der Energieerfordernisse des Systems der vorliegenden Erfindung, das gemäß dem oben angegebenen Windtunneltest aufgebaut war, im Verhältnis zu einem vergleichbaren System nach dein Stand der Technik, das die konventionelle Technik des Sprühens von Heißluft aus einem Rohr gegen die innenseitige Oberfläche der Haut an der Vorderkante verwendet, verifizierte die Analyse und zeigte, daß die vorliegende Erfindung aufgrund des höheren Wirkungsgrads nur 50 - 60 % der Massenströmung eines typischen Systems nach dem Stande der Technik erfordert.
• Die Anordnung und Form der Öffnungen 37 in dem äußeren Hautabschnitt 30 in der ersten Ausführungsform, d.h. dem Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsystem, werden durch die Grenzschichtsteuer- bzw. -regelerfordernisse diktiert. In der Nähe der Vorderkante, wo die Grenzschicht sehr dünn ist, inuß die Größe der Öffnungen so klein wie möglich sein, und der Lochabstand muß eng sein, Lochdurchmesser so niedrig wie 0,038 mm (0.0015 Zoll), Abstand so niedrig wie 0,25 mm (0,01 Zoll), um die Störung der dünnen Grenzschicht zu minimieren. Die Löcher sind vorzugsweise kreisförmig. Andere Formen sind möglich, aber das kreisförmige Loch minimiert die Chancen für eine Ermüdungsrißbildung der Haut. Die Löcher sind allgemein ein wenig konisch, wobei die kleinere Öffnung auf der äußeren Oberfläche ist, so daß die Chancen einer Lochverstopfung mit Staubteilchen minimiert werden. Das ist der Grund, warum ein Filter in der Zuführungsleitung für die Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft benötigt wird. Weiter stromabwärts von der Vorderkante, wo die Grenzschicht bis zu einiger Dicke angewachsen ist, kann die Größe der Löcher größer sein, und der Abstand kann erhöht sein (0,0635 bis 0,127 mm (0,0025 bis 0,005 Zoll) Durchmesser, 0,635 bis 1,27 mm (0,025 bis 0,05 Zoll) Abstand). In dem Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystem wurden die Lochgröße und der Abstand verwendet, wie sie für den Grenzschichtsteuer- bzw. -regelfall optimiert waren.
• In dem Fall eines reinen Vereisungsschutz- bzw. Enteisungssystems ohne Grenzschichtsteuer- bzw. -regelfunktion (Ausführungsformen 2, 3 und 4) können die Löcher für den Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsfall optimiert sein. Wiederum sind die Löcher vorzugsweise kreisförmig. Ihre Größe könnte etwas länger sein (0,0635 bis 0,127 mm (0.0025 bis 0,005 Zoll) Durchmesser, 0,635 bis 1,27 mm (0,025 bis 0,05 Zoll) Abstand). Die Löcher würden wieder konisch sein, und zwar sollte in dem reinen Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsfall der kleinere Durchmesser des Konus' auf der Innenseite der Haut sein. Wie in der Beschreibung der Figuren 6, 7 und 8 erwähnt, variieren die Strömungsratenerfordernisse sehnenweise, d.h. die höchsten Strömungsraten sind an der äußersten Vorderkante erforderlich, wobei die Raten stromabwärts abnehmen. Dieses würde einen variablen Lochabstand fordern, welcher mit einer elektronisch gesteuerten Perforationsmaschinerie ausgeführt werden kann. Jedoch können Herstellungskostenbetrachtungen ein gleichförmiges Perforationsmuster begünstigen. In diesem Falle können die variierenden Strömungsratenerfordernisse durch selektives Blockieren von Löchern mittels Blockierungsstreifen bewerkstelligt werden. Diese Blockierungsstreifen können in der Breite variieren, und sie können in variierenden Entfernungen voneinander beabstandet sein, um das optimale Ausflußmuster für einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung zu erreichen.
• Die Strömungseigenschaften für einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung können über einen ziemlich weiten Bereich variieren. Triebwerksabzapfluft tritt aus dem Vorkühler bei Temperaturen im Bereich von 121 ºC bis 260 ºC (250 ºF bis 500 ºF) und Drücken im Bereich von 172 kPa bis 345 kPa (25 PSI bis 50 PSI) aus, in Abhängigkeit von der Triebwerksleistungseinstellung und dem benutzten Abzapfkanal. Die gebundene bzw. geklebte Vorderkantenstruktur bis zu beispielsweise 138 ºC (280 ºF). So muß die Abzapfluft in einem zusätzlichen Wärmeaustauscher (54 in Figur 2) unter den meisten Triebwerksbetriebsbedin-gungen herabgekühlt werden. Um die niedrigere Temperatur auszugleichen, muß die Massenströinung beispielsweise auf 6,0 kg/min /m (4,0 LB/Min/FT) erhöht werden.
• Wenn die gleiche Abzapfluft in den Ausführungsformen 2, 3 oder 4 verwendet wird, wo keine gebundene bzw. geklebte Struktur vorhanden ist und die Struktur Temperaturen bis zu 204 ºC (400 ºF) tolerieren kann, ist jedoch keine zusatzliche Kühlung erforderlich. Die höhere Zuführungstemperatur ermöglicht eine Reduktion in der Massenströmung, beispielsweise herab auf 3 kg/min/m (2 LB/Min/FT).
• Wenn der von einem elektrischem Motor angetriebene Kompressor und der Kanalheizer als eine Luftquelle für die Enteisung bzw. den Vereisungsschutz verwendet werden, ist sogar ein größeres Spektrum an Parametern für die Luftzuführung möglich. Die Kombination aus einem von einem elektrischen Motor angetriebenen Kompressor und einem Kanalheizer ermöglicht einen Handel zwischen Temperatur, Druck und Massenströinung. Der ins Auge gefaßte Bereich ist 93 bis 204 ºC (200º bis 400º F) für die Temperatur, 69 bis 138 kPa (10 bis 20 PSI) für den Druck und 2,2 bis 7,5 kg/min/m (1,5 - 5 LB/Min/FT) für die Massenströmung.
• In dem Fall der ersten Ausführungsform würde die gebundene bzw. geklebte Vorderkantenstruktur die Zuführungstemperatur auf beispielsweise 138 ºC (280 ºF) beschränken. Für die zweite, dritte und vierte Ausführungsform könnte die Zuführungstemperatur auf beispielsweise 177 ºC (350 ºF) für eine Aluminiumvorderkantenhaut und auf 204 ºC (400 ºF) (Feuersicherheitsgrenze, keine strukturelle Grenze) für eine Titanvorderkantenhaut erhöht werden. Die Massenströmungen würden so eingestellt, daß der richtige Betrag an Gesamtenergie vorgesehen wird, d.h. hohe Temperatur bei niedriger Massenströmung, niedrigere Temperatur bei höherer Massenströmung.
• Es versteht sich, daß verschiedene Modifizierungen ausgeführt werden könnten, ohne die grundsätzlichen Lehren der vorliegenden Erfindung, wie sie durch die beigefügten Ansprüche definiert ist, zu verlassen.

Claims (18)

1. Flugzeugstruktur (10; 114; 156; 314), umfassend einen Hautabschnitt (38; 118; 158; 230; 232) mit einer Vorderkante (12; 212) und mit einem ersten, nach vorwärts gewandten Vorderkantenoberflächenteil, welcher jener Teil des Hautabschnitts (38; 118; 158; 230; 232) ist, der für ein Vereisen am einpfindlichsten ist, und einen zweiten Oberflächenteil, welcher sich rückwärts von dem ersten Vorderkantenoberflächenteil erstreckt, so daß er Luftströmung von dem ersten Vorderkantenoberflächenteil erhält, und welcher für ein Vereisen weniger empfindlich ist; wobei die Flugzeugstruktur mit einer Vereisungsschutz- bzw. Enteisungs- oder Grenzflächensteuer- bzw. -regeleinrichtung versehen ist, welche Einrichtung folgendes umfaßt

a. eine Mehrzahl von Luftdurchgangsöffnungen (37; 120; 178; 237), die in dem Hautabschnitt (38; 118, 158; 230; 232) ausgebildet sind, welche über einen wesentlichen Oberflächenbereich des Hautabschnitts (38; 118; 158; 237) angebracht sind und welche von einem innenseitigen Ort des Hautabschnitts (38; 118; 158; 230; 232) zu einem außenseitigen Ort des Hautabschnitts (38; 118; 158; 230; 232) führen; und

b. ein Luftströmungsmittel zum Abgeben von heißer Druckluft zu dem innenseitigen Ort, um zu bewirken, daß die heiße Druckluft auswärts durch die Luftöffnungen (37; 120; 178; 237) über den Hautabschnitt (38; 118; 158; 230; 232) strömt, sowie den Hautabschnitt (38; 118; 158; 230; 232) und die benachbarte Grenzschichtströmung zum Unterbinden einer Vereisung auf dem Hautabschnitt (38; 118; 158; 230; 232) erwärmt, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftöffnungen (37; 120; 178; 237) in dem ersten Vorderkantenoberflächenteil ausgebildet sind, die heiße Druckluft aus den Öffnungen (37; 120; 178; 237) über den ersten Oberflächenteil strömt und dann rückwärts über den zweiten Oberflächenteil mit einem Ströinungsvolumen und einer Temperatur strömt, die ausreichend sind, auch ein Vereisen auf dem zweiten Oberflächenteil zu unterbinden, daß der innenseitige Ort in der sehnenweisen Richtung in wenigstens eine erste und zweite Kammer (48a-e; 128; 132, 134, 162, 164, 166; 248a-e) unterteilt ist, von denen jede einen benachbarten Oberflächenbereich hat, wobei der Oberflächenbereich, welcher der ersten Kammer benachbart ist, so positioniert ist, daß er während des Flugs niedrigere Außenseitendruckniveaus erfährt, als der Oberflächenbereich, welcher der zweiten Kammer benachbart ist; und daß Rückschlagventilmittel (94; 136, 138; 172, 174) zwischen wenigstens einem Teil der Luftöffnungen (37; 120; 178; 237) des der zweiten Kammer benachbarten Oberflächenbereichs und den Luftöffnungen des der ersten Kammer benachbarten Oberflächenbereichs angeordnet sind, welche es der Luft ermöglichen, von der ersten Kammer zu der zweiten zu strömen, jedoch eine umgekehrte Strömung von der zweiten Kammer zu der ersten verhindern.

2. Flugzeugstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste (128; 164) und zweite (132, 134; 162, 166) Kammer durch ein Wandmittel (126; 130; 168, 170) getrennt sind und die Rückschlagventilmittel (136, 138; 172, 174) operativ in dem Wandmittel zwischen der ersten (128; 164) und zweiten (132, 134; 162, 166) Kammer positioniert sind, um es heißer Druckluft zu ermöglichen, von der ersten Kammer (128; 164) zu der zweiten Kammer (132, 134; 162, 166) zu strömen, aber eine umgekehrte Strömung von der zweiten Kammer (132, 134; 162, 166) zu der ersten Kammer (128; 164) zu verhindern, wodurch während Perioden, in denen keine heiße Druckluft in die erste Kammer (128; 164) abgegeben wird, verhindert wird, daß Außenseitenluft in die zweite Kammer (132, 134; 162, 166) bis zu der ersten Kammer (128; 164) strömt.

3. Flugzeugstruktur nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Wandmittel (126, 130; 168, 170) drei Kammern (128, 132, 134; 162, 164, 166) begrenzt, wobei die zweite und die dritte Kammer (132, 134; 162, 166) je ein Rückschlagventilmittel (136, 138; 172, 174) zum Empfangen von heißer Druckluft aus der ersten Kammer (128; 164), aber zum Verhindern einer Strömung von Luft aus der zweiten und dritten Kammer (132, 134; 162, 166) zurück zu der ersten Kammer (128; 164) haben.

4. Flugzeugstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftzuführungsmittel auch mit einem Saugmittel (74-86; 276-288) zum Erzeugen eines niedrigeren Drucks an dem innenseitigen Ort in einer Art und Weise, daß Grenzschichtluft durch wenigstens einige der LuftÖffnungen (37; 237) nach einwärts gezogen wird, eingerichtet ist, und die Rückschlagventilmittel (94) in wenigstens einer (48a; 248a) der Kammern (48a-e; 248a-e) angeordnet sind, um ein Ausströmen von heißer Druckluft durch einen Bereich der Luftöffnungen (37; 237) zu ermöglichen, während sie eine Strömung von außenseitiger Luft nach einwärts durch die Öffnungen (37; 237) in dein Bereich der Luftöffnungen (37; 237) verhindern.

5. Flugzeugstruktur nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß das Luftströmungsmittel zum Zuführen der heißen Druckluft für einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung nur durch einen ersten Bereich des Hautabschnitts (38; 230; 232), welcher für ein Vereisen am empfindlichsten ist, und zum Ziehen der außenseitigen Luft durch Luftöffnungen (37; 237) in wenigstens einem Teil des ersten Bereichs und auch durch Luftöffnungen (37; 237) in einem zweiten Bereich des Hautabschnitts (38; 230; 232), durch welche Vereisungsschutz- bzw. Enteisungsluft nicht hindurchgeführt wird, eingerichtet ist.

6. Flugzeugstruktur nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Saugmittel (74-86; 276- 288) ein Pumpenmittel (76-80; 276-280) umfaßt.

7. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Hautabschnitt (38; 230, 232) einen ersten, zweiten und dritten Bereich hat, wobei der erste und zweite Bereich empfindlicher für ein Vereisen sind, und der erste und dritte Bereich gewünschte Bereiche für eine Grenzschichtsteuerung- bzw. -regelung sind, wobei das Luftströmungsmittel zum Abgeben von heißer Druckluft durch Öffnungen (37; 237) in dem ersten und zweiten Bereich, aber nicht dem dritten Bereich eingerichtet ist, wobei das Luftströmungsmittel außerdem zum Ziehen von Luft einwärts durch die Öffnungen (37; 237) in dem ersten und dritten Bereich, aber nicht durch Öffnungen (37; 237) in dem zweiten Bereich eingerichtet ist.

8. Flugzeugstruktur nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , daß die Flugzeugstruktur ein Flügel (10) ist, der eine Flügelvorderkante (12), eine obere Oberfläche (16) und eine untere Oberfläche (18) hat, die zum Erzeugen eines Auftriebs in einer Aufwärtsrichtung angeordnet bzw. eingerichtet sind, wobei sich der erste Bereich an der Vorderkante (12) des Flügels (10) befindet, während sich der zweite Bereich benachbart dein ersten Bereich und abwärts desselben befindet, und der dritte Bereich rückwärts von dem ersten Bereich auf einem oberen Oberflächenteil (16) des Flügels (10) positioniert ist.

9. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Hautabschnitt (38; 230, 232) einen äußeren Hautteil (30; 230), durch welchen die Luftöffnungen (37; 237) ausgebildet sind, und einen inneren Hautteil (32; 232), der einwärts von dem äußeren Hautteil (30; 230) mit Zwischenraum angeordnet ist, umfaßt.

10. Flugzeugstruktur nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Hautabschnitt (38; 230- 232) außerdem eine Mehrzahl von Längsträgern (34; 234) umfaßt, die zwischen dem ersten Satz äußerer (30; 230) und innerer (32; 232) Hautteile positioniert sind, so daß sie mit den äußeren und inneren Haut (30, 32; 230, 232)-teilen eine Mehrzahl von Nuten (36; 236) zum Aufnehmen von heißer Druckluft darin begrenzen.

11. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftströmungsmittel ein Verteilersystem (44-48; 244-248) umfaßt, welches eine Mehrzahl der Kammern (48a-e; 248a-e) umfaßt, die mit betreffenden Bereichsteilen der Hautabschnitte (38; 230, 232) verbinden, wobei das Luftströmungsmittel weiter ein Ventilmittel (50, 51) umfaßt, das zum Steuern bzw. Regeln der Luftströmung durch die Kammern operativ mit den Kammern (48a-e) verbunden ist.

12. Flugzeugstruktur nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Kammern (48a-e; 248a-e) in Sätzen von Kammern (48a-e; 248a-e) lokalisiert sind, die in beabstandeten spannweisenweiten Orten längs der Flugzeugstruktur positioniert sind.

13. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch ein Heißluftversorgungsmittel zum Liefern der heißen Druckluft, wobei das Heißluftversorgungsmittel ein elektrisches Widerstandsheizmittel (292) und ein Kompressormittel (276-280) zum Bewirken einer Luftströmung durch das elektrische Widerstandsmittel (292), um dadurch erwärmt zu werden und für das Luftströmungsmittel vorgesehen zu werden, umfaßt.

14. Flugzeugstruktur nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Kompressormittel (276-280) in einer ersten Betriebsart arbeiten kann, um zu bewirken, daß Luft durch das elektrische Widerstandsheizmittel (292) für einen Vereisungsschutz bzw. eine Enteisung strömt, und in einer zweiten Betriebsart, um Grenzschichtluft nach einwärts durch die Luftöffnungen (237) zu ziehen.

15. Flugzeugstruktur nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch Ventilmittel (248-288), welche eine erste Betriebsart haben, in der heiße Druckluft durch die Öffnungen (237) abgegeben wird und in welcher bewirkt wird, daß Umgebungsluft durch das Kompressormittel (276-280), sowie durch das elektrische Widerstandsheizmittel (292) zu dem Hautabschnitt (230, 232) strömt, und eine zweite Betriebsart, in welcher Luft durch die Luftöffnungen (237) nach einwärts gezogen wird, um durch den Kompressor (276-280) in die Umgebungsatmosphäre zu strömen.

16. Flugzeugstruktur nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Ventilmittel (248-288) zum Arbeiten in der zweiten Betriebsart eingerichtet ist, so daß Luft durch den Kompressor (276-280) zu einem Auslaßmittel (282) strömt, während das elektrische Widerstandsheizmittel (292) umgangen wird.

17. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftöffnungen (37; 120; 178; 237) in dem Hautabschnitt (38; 118; 158; 230; 232) in einem nichtgleichförmigen Muster angeordnet sind, wobei das Muster in der Nähe der Vorderkante (12; 212) der Struktur relativ dicht ist und die Dichte des Musters in der sehnenweisen Richtung allmählich abnimmt.

18. Flugzeugstruktur nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet daß die Luftöffnungen (37; 120; 178; 237) in dem Hautabschnitt (38; 118, 158; 230; 232) in einem gleichförmigen Muster angeordnet sind, wobei einige der Öffnungen (37; 120; 178; 237) durch Strömungsblockierungsstreifen (141; 154), die an den Hautabschnitt (38; 118; 158; 230) gebunden bzw. angeklebt sind und in einer spannweitenweisen Richtungen verlaufen, blockiert sind.