DE69611656T2

DE69611656T2 - System zur Kontrolle der Grenzschicht an Flugzeugen mit einem Transpirationsentladungsblech

Info

Publication number: DE69611656T2
Application number: DE69611656T
Authority: DE
Inventors: Frank D. Neumann; Pradip G. Parikh
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-11-30
Filing date: 1996-11-25
Publication date: 2001-05-03
Anticipated expiration: 2016-11-26
Also published as: EP0776821B1; EP0776821A1; DE69611656D1; US5772156A

Description

Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeuggrenzschichtsteuer- bzw. -regelsysteme, und spezieller Verfahren und Einrichtungen zum Entladen von Saugluft, die durch Flugzeuggrenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelsysteme erzeugt wird, wie im Oberbegriff des Anspruchs 9 bzw. 1 beschrieben.

Hintergrund der Erfindung

Die aerodynamischen Hauptziele von Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsystemen, die auf vielen Flugzeugen verwendet werden, umfassen die Verminderung des Luftwiderstands, die Maximierung des Auftriebs und die Minimierung von instabiler Luftströmung. Um diese Ziele zu erreichen, sind mehrere Verfahren entwickelt worden. Ein System, das zur Verwendung sowohl auf Überschall- als auch auf Unterschallflugzeugen geeignet ist, umfaßt Luftsauglöcher, die längs Teilen der aerodynamischen Oberflächen des Flugzeugs lokalisiert sind. Die Löcher sind gewöhnlich in dem Vorderkantenbereich der Flügel des Flugzeugs, vorwärts von dem vorderen Holm, lokalisiert. Verzögerte Fluidteilchen aus der Grenzschicht werden in die Löcher gesaugt, bevor die Teilchen eine Chance haben, die Grenzschichtströmung durch Bewirken von Turbulenz oder Strömungsseparation zu unterbrechen. In Abhängigkeit von der genauen Anwendung kann die Verwendung von Luftsaugen zu einer Erhöhung im Auftrieb, einer Erhöhung in der Stabilität der Grenzschicht, einer Verminderung im Luftwiderstand und/oder einer Erhöhung in dem Auftrieb-zu-Luftwiderstand-Verhältnis einer aerodynamischen Oberfläche führen.
Zusätzlich zu der durch die Löcher erzeugten perforierten Saugoberfläche umfassen typische Luftsaugsysteme einen Kompressor, verschiedene innere Kanäle, welche den Kompressor mit der Saugoberfläche verbinden, und eine Entladungsdüse. Durch die Löcher in der Saugoberfläche wird äußere Luft in die Verbindungskanäle gezogen. Das Ziehen von äußerer Luft durch eine aerodynamische Oberfläche bringt die Grenzschicht näher an das Flugzeug, was die Luftströmung über die Oberfläche verbessert.
Der Kompressor liefert die Saugkraft, welche Luft kontinuierlich in die Verbindungskanäle zieht. Der Kompressor verdichtet die Saugluft, bevor sie entladen wird. Die Verdichtung der Saugluft ist notwendig, um den Druck der Entladungsluft über den Druck der Umgebungsluft an dem Entladungsort anzuheben. Außerdem werden Druckverluste durch die Saugluft erfahren, wenn sie durch die perforierte Saugoberflächenhaut und das verbindende Kanalsystem strömt. In dieser Hinsicht ist der Druck der Umgebungsluft an den Saugoberflächen niedriger als der Druck der Umgebungsluft an dem Entladungsort. Der Kompressor ist typischerweise innerhalb des Flugzeugflügels lokalisiert und kann durch irgendeine von mehreren Methoden mit Energie versorgt werden, einschließlich direktem mechanischem Antrieb, elektrischem Antrieb, pneumatischem Antrieb oder hydraulischem Antrieb.
Nachdem der Kompressor die Saugluft komprimiert hat, wird die Druckluft entladen. Das konventionelle Verfahren des Entladens von Saugluft geschieht über die Entladungsdüse. In Unterschallflugzeugen kann die Entladungsdüse an verschiedenen Orten plaziert sein, einschließlich an der Hinterkante der Gondelstrebe, die nach hinten gerichtet ist, wie in Fig. 1 gezeigt ist. In Überschallflugzeugen kann die Entladungsdüse an der Hinterkante des Flügels nahe dem Rumpf, auch nach hinten gewandt, plaziert sein, wie in Fig. 2 gezeigt ist.
Die Verwendung eines Kompressors und einer Entladungsdüse hat verschiedene Nachteile. Ein erster Nachteil ist ein potentiell großes Kompressorleistungserfordernis. Spezieller ist es so, daß das Entladen von Saugluft durch eine Entladungsdüse einen Saugluft-Entladungsstoß-Luftwiderstand an der Stelle der Entladung erzeugt. Vom Standpunkt des Minimierens dieses Stoß-Luftwiderstands ist es vorteilhaft, die Saugluft aus der Entladungsdüse mit einer Geschwindigkeit freizulassen, welche sich der Freistromgeschwindigkeit der Umgebungsluft an der Stelle der Entladung annähert. Unglücklicherweise ist, um Saugluft mit Geschwindigkeiten zu entladen, die sich der Freistromgeschwindigkeit annähern, ein Kompressor mit hohem Kompressionsverhältnis erforderlich, so daß demgemäß ein Kompressor erforderlich ist, der typischerweise einen großen Leistungsbedarf hat.
Die zum Antrieb eines Grenzschicht-Luftsaugkompressors erforderliche Leistung wird letztlich von dem Triebwerk entnommen, was zu einem spezifischen Kraftstoffverbrauchsnachteil führt. Wie der Fachmann auf dem Flugzeuggebiet erkennt, führt eine Studie des Kompromisses zwischen erhöhtem Kompressorleistungserfordernis und reduziertem Saugluft-Stoßluftwiderstand, der durch solche Luftgrenzschichtsteuer- bzw. -regelsysteme erzeugt wird, zu dem Schluß, daß die Vorteile der Luftwiderstandsverminderungen jenseits einer gewissen Grenze durch die Kraftstoffnachteile, die mit erhöhten Kompressorleistungserfordernissen verbunden sind, aufgewogen werden. Diese Kompressoren mit hohem Kompressionsverhältnis sind außerdem deswegen nachteilig, weil jene von angemessener Kapazität gewöhnlich groß sind, wodurch in unerwünschter Weise das Flugzeuggewicht erhöht und der für Kraftstoff verfügbare Flügelraum vermindert wird.
Ein zweiter Nachteil der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsysteme des Standes der Technik ist primär mit Überschallflugzeuganwendungen verbunden. In Überschallflugzeugen erhöht das relativ hohe Kompressionsverhältnis, das erforderlich ist, um die Saugluft mit akzeptablen Geschwindigkeiten auszustoßen, signifikant die Temperatur der komprimierten Luft, was es nötig macht, daß einige Systemkomponenten aus Hochtemperaturmaterialien ausgebildet werden müssen und daß Komponentenoberflächen nahe dem Kraftstoff aus Sicherheitsgründen thermisch isoliert werden müssen. Die Situation wird verschlechtert, wenn es das Saugsystem erfordert, daß ein Teil der internen Kanäle durch den Hauptholmkasten des Flugzeugs hindurchgeht, um eine Entladungsdüse an der Hinterkante eines Flügels zu erreichen, weil dieses zu einem Verlust an Kraftstoffkapazitat wie auch zu einer Erhöhung im Gewicht führt, da der Kraftstoff normalerweise in dem Flügel und dem Holmkasten eines Flugzeugs untergebracht wird.
Ein dritter Nachteil kommt her von der Form der Entladungsdüse der Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsystem des Standes der Technik. Typischerweise erstreckt sich die Düse in einen Strömungsbereich, so daß dadurch die Querschnittsform des Flugzeugs in jenen Erstreckungsbereichen verändert wird. In einem Flugzeug, in dem Luftwiderstancl-aufgrunci-von-Volumen ein Auslegungsfaktor ist, verzerrt die Düse den Querschnittsbereich weg von der optimalen Sears-Haack-Körperform und führt einen Luftwiderstand-aufgrund-von-Volumen-Nachteil ein.
Ein weiteres Problem, das mit den Formen der Entladungsdüsen des Standes der Technik verbunden ist, besteht darin, daß sie üblicherweise rohrförmig mit einem stumpfen kreisförmigen hinteren Rand sind. Weil die Freistromluftströmungsgeschwindigkeit größer als die Geschwindigkeit der entladenen Saugluft ist (wie oben erörtert), ist die Freistromluftströmung an der Düse unfähig, die Ecke der Düsenhinterkante zu umgehen. Dieses bewirkt, daß sich ein leichter Unterdruck an dem hinteren Ende der Entladungsdüse relativ zu dem Strömungsdruck bildet, welcher als eine Luftwiderstandsquelle wirkt. Diese Luftwiderstandskraft wird als Düsenbasisluftwiderstand bezeichnet. Wenn die Düsenwände ziemlich dick sind oder die Freistromgeschwindigkeit viel größer als die Saugluftentladungsgeschwindigkeit ist, kann der Düsenbasisluftwiderstand signifikant sein.
Die vorliegende Erfindung ist bestrebt, die vorstehenden Nachteile zu vermindern und ein Grenzschichtsteuer- bzw. -regelsystem herzustellen, das eine niedrigere Kompressorgröße, ein niedrigeres Kompressorgewicht und niedrigere Kompressorleistungserfordernisse; sowie vermindertes Innenkanal- und Entladungdüsengewicht und -volumen und verminderte Innenkanal- und Entladungsdüsenisolationserfordernisse; und weder einen Luftwiderstand-aufgrund-von-Volumen-Nachteil noch einen Entladungsdüsenbasisluftwiderstand hat.

Abriß der Erfindung

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist ein Flugzeug, das mit einem Grenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelsystem versehen ist, und folgendes umfaßt:
(a) einen Saugbereich, der auf einer aerodynamischen Oberfläche des Flugzeugs lokalisiert ist, wobei der Saugbereich eine Mehrzahl von Perforationen umfaßt, durch welche Saugluft in das Flugzeug gezogen wird;
(b) wenigstens einen Kompressor zum Einziehen der Saugluft und zum Komprimieren der Saugluft, wobei der wenigstens eine Kompressor einen Eingang und einen Ausgang hat;
(c) ein Eingangskanal- bzw. -leitungssystem zum Verbinden der Perforationen in dem Saugbereich mit dem Eingang des wenigstens einen Kompressors; und
(d) ein mit dem Ausgang des Kompressors verbundenes Entladungsmittel zum Entladen der komprimierten Luft aus dem Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß das Entladungsinittel eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld umfaßt, die bzw. das eine Mehrzahl von kleinen Löchern und eine äußere Oberfläche hat, wobei die äußere Oberfläche der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds bündig mit äußeren Oberflächen des Flugzeugs lokalisiert ist. Die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld transpiriert Saugluft in einer verteilten Art und Weise. Die glatte äußere Oberfläche der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds ist generell bündig mit einer äußeren aerodynamischen Oberfläche positioniert, wie oben bemerkt.
Gemäß weiteren Aspekten dieser Erfindung ist es so, daß (i) das Flugzeug ein Unterschallflugzeug ist; (ii) der Saugbereich auf einer oberen Oberfläche eines Flügels des Flugzeugs nahe der Vorderkante des Flügels lokalisiert ist; und (iii) die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld auf der Unterseite des Flügels nahe der Vorderkante des Flügels lokalisiert ist, derart, wie zwischen einem Krüger-Klappen-Hohlraum und dem Vorderholm des Flügels.
Gemäß alternativen Aspekten der Erfindung ist es so, daß (i) das Flugzeug ein Überschallflugzeug ist; (ii) der Saugbereich auf einer oberen Oberfläche eines Flügels des Flugzeugs nahe einer Vorderkante des Flügels lokalisiert ist; und (iii) die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld auf der oberen Oberfläche des Flügels nahe dem Rumpf lokalisiert ist, z. B. in der turbulenten Keilzone bei ungefähr mittlerer Sehne und sich um eine vorbestimmte Strecke nach vorwärts erstreckend. In vielen Überschallflugzeugen ist dieses am Kopfende des Fahrwerkschachts.
Gemäß noch weiteren Aspekten dieser Erfindung sind die Löcher durch durch die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld in einer Heckrichtung mit einem Neigungswinkel von ungefähr zwischen 0 und 45º gewinkelt.
Gemäß noch weiterer Aspekte dieser Erfindung hat die Mehrzahl der kleinen Löcher in der Transpirationsplatte bzw. dem Transpirationsfeld einen Durchmesser zwischen etwa 0,127 und 0,508 mm (0,005 bis 0,020 Zoll).
Aus der vorstehenden Beschreibung ist erkennbar, daß ein Grenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelsystem, und im besonderen ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem, das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld aufweist, die bzw. das eine neue und eindeutig leistungsfähigere Methode zum Entladen von Saugluft vorsieht. Spezieller ist es so, daß das Ersetzen einer konventionellen Entladungsdüse durch eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld das Kompressorleistungserfordernis reduziert, weil das Kompressionsverhältnis, welches zum Komprimieren von Saugluft für die Entladung durch eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld, die bzw. das in einem Bereich lokalisiert ist, wo keine Laminarisierung versucht wird, geringer ist als das Kompressionsverhältnis, welches zum Komprimieren von Luft erforderlich ist, die über eine konventionelle Entladungsdüse ausgestoßen werden soll.
Das Ersetzen einer konventionellen Entladungsdüse durch eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld führt außerdem zu einer Verminderung in den zugehörigen Gewichts- und Volumenerfordernissen eines Flugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems. Weiter vermindert die Reduzierung im Kompressionsverhältnis die Entladungssauglufttemperatur, so daß dadurch die Notwendigkeit von Hochtemperaturmaterialien und thermischer Isolierung ausgeschaltet wird. Da die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld der vorliegenden Erfindung näher an dem Kompressor lokalisiert sein kann, kann auch die Länge der Kanäle vermindert sein, welche den Kompressor mit der Transpirationsplatte bzw. dem Transpirationsfeld verbinden. Letztlich schaltet die Eliminierung der Entladungsdüse den zugehörigen Luftwiderstand-aufgrund-von-Volumen und Düsenbasisluftwiderstand aus.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorstehenden Aspekte und viele der begleitenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter erkennbar, wenn dieselben durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung besser verstanden werden, wenn sie in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen genommen wird, worin:
Fig. 1 eine schematische Seitenansicht eines Beispiels eines konventionellen Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems ist;
Fig. 2 eine schematische Aufsicht auf ein Beispiel eines konventionellen Überschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems eines Überschallflugzeugs ist;
Fig. 3 eine perspektivische Ansicht einer Transpirationsplatte bzw. eines Transpirationsfelds ist, die bzw. das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, wobei Teile weggeschnitten sind;
Fig. 4 eine schematische Seitenansicht eines gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems ist, welches die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld der Fig. 3 aufweist;
Fig. 5 eine schematische Aufsicht auf die Unterseite des Flügels eines Unterschallflugszeugs ist, welches ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem aufweist, das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist; und
Fig. 6 eine schematische Aufsicht auf ein gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildetes Überschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem ist, welches die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld der Fig. 3 umfaßt.

Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

Obwohl die detaillierte Beschreibung mit Bezug auf Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsysteme dargeboten wird, versteht es sich, daß andere Grenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelsysteme Vorteil aus der Verwendung der vorliegenden Erfindung ziehen können. Daher umfaßt die vorliegende Erfindung, obwohl die vorliegende Erfindung für ein Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem entwickelt wurde und hier mit Bezug auf ein Laminarströmungssteuer bzw. -regelsystem beschrieben wird, die Verwendung in anderen Grenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelanwendungen.
Wie aus der folgenden Beschreibung besser zu verstehen ist, ist die Erfindung auf die Verbesserung der Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsysteme von sowohl Unter- als auch Überschallflugzeugen gerichtet. Im wesentlichen beinhaltet die Erfindung das Ersetzen der Entladungsdüse der Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsysteme des Standes der Technik durch eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld, die bzw. das in einem Teil der Haut des Flugzeugs lokalisiert ist, wo Laminarströmung nicht versucht wird.
Um die Erfindung besser zu verstehen, wird vor dem Beschreiben der Erfindung eine Beschreibung von konventionellen Unterschall- und Überschallaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystemen, die in Fig. 1 bzw. 2 abgebildet sind, gegeben. Dieses wird gefolgt durch eine detaillierte Beschreibung einer Transpirationsplatte bzw. eines Transpirationsfelds, die bzw. das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist. Siehe Fig. 3. Zuletzt werden exemplarische Unterschall- und Überschallaminarströmungssteuer- bzw. -regelsysteme, von denen jedes eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld aufweist und von denen jedes gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, beschrieben. Die Fig. 4 und 5 zeigen das exemplarische Unterschallaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem. Fig. 6 zeigt das exemplarische Überschallaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem.
Die Fig. 1 ist eine schematische Seitenansicht eines Beispiels eines konventionellen Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems. Ein Strömungssteuer- bzw. -regelbereich 16 beginnt an einer Stelle gerade unterhalb der Vorderkante 18 des Flügels 20, erstreckt sich um die Vorderkante des Flügels 20 herum und endet an dem Vorderholm 22. Der Strömungssteuer- bzw. -regelbereich 16 der äußeren Oberfläche des Flügels umfaßt einen Saugbereich 17, der generell glatt ist, ausgenommen für eine Mehrzahl von Perforationen 26. Eine Reihe von Kanälen 28 und 30 verbindet die Perforationen 26 mit einem Kompressor 24. Demgemäß zieht oder saugt der Kompressor Luft durch die Perforationen 26. Die Richtung der Luftströmung ist durch Pfeile 32 gezeigt. Eine Entladungsdüse 10, die mit dem Ausgang des Kompressors 24 verbunden ist, ist unterhalb des Flügels 20 angebracht und so ausgerichtet, daß sie komprimierte Saugluft nach hinten zu bzw. heckwärts entlädt. Die Entladungsdüse 10 ist auf der Darstellung nahe der Hinterkante 12 der Strebe 14, welche das Triebwerk 15 des Flugzeugs trägt, unter dem Flügel 20 lokalisiert.
Die Fig. 2 ist eine schematische Aufsicht auf ein Beispiel eines konventionellen Überschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems. Der Umriß des Überschallflügels 34 und von Teilen eines Rumpfs 38 sind in gestrichelten Linien gezeigt. Wie bei dem in Fig. 1 gezeigten konventionellen Unterschallflugzeugströmungssteuer- bzw. -regelsystem sind Strömungssteuer- bzw. -regelbereiche 36 auf dem Überschallflügel 34 lokalisiert. Die Strömungssteuer- bzw. -regelbereiche sind durch eine Mehrzahl von Saugbereichen 37 definiert. Die Saugbereiche 37 können auf der oberen Oberfläche des Flügels 34, auf der unteren Oberfläche oder auf beiden Oberflächen lokalisiert sein. Die Saugbereiche 37 sind generell bündig mit der äußeren Oberfläche des Flügels, sowie glatt, ausgenommen für eine Mehrzahl von Perforationen, gleichartig wie jene, die in Fig. 1 gezeigt sind (die Perforationen sind in Fig. 2 nicht gezeigt).
Es sei noch auf Fig. 2 Bezug genommen, wonach eine Mehrzahl von Kanälen 50 die Perforationen der Saugbereiche 37 mit einem Kompressor 34 verbindet, der in dem Flügelkasten 55 (in Fig. 2 in gestrichelten Linien gezeigt) nahe dem Rumpf 38 lokalisiert ist. Demgemäß zieht der Kompressor 44 Luft von den Perforationen durch die Kanäle 50 zu dem Kompressor 44. Der Kompressor komprimiert die Saugluft und stößt die komprimierte Luft nach hinten über eine Entladungsdüse 40 aus. Die Entladungsdüse 40 ist nahe dem Rumpf 38 hinter der Hinterkante 42 des Flügels 34 lokalisiert.
Wie von dem Fachmann auf dem Gebiet, das sich auf Flugzeugströmungssteuer- bzw. -regelsysteme bezieht, leicht zu verstehen ist, sind der Kompressor, die Saugoberflächen, die Perforationen, das interne Kanalsystem und die Entladungsdüse der Fig. 1 und 2 grundsätzlich die gleichen Komponenten, obwohl die Kapazität und der Ort dieser Elemente von einer Flugzeuganwendung zur anderen variiert. Zum Beispiel ist der Kompressor 44, der für die Verwendung in dem konventionellen Überschallflugzeuglaminarsteuer- bzw. -regelsystem, das in Fig. 2 gezeigt ist, ausgewählt wird, von einer Größe und Kapazität, die für Überschallverwendung geeignet ist, wohingegen die Größe und Kapazität des Kompressors 24, welcher in dem in Fig. 1 gezeigten konventionellen Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem verwendet wird, für Unterschallverwendung geeignet ist.
Was die Größe und Kapazität des Kompressors, der Kanäle, der Perforation, etc. der vorliegenden Erfindung anbelangt, werden diese Merkmale hier nicht beschrieben, weil die Neuheit der vorliegenden Erfindung nicht in den konventionellen Elementen des Systems - dem Kompressor, den Perforationen, dem Kanalsystem, etc. - liegt, sondern vielmehr in der Einbeziehung einer Transpirationsplatte bzw. eines Transpirationsfelds in ein Flugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem anstelle einer Entladungsdüse.
Obwohl sich die Größe und Kapazität dieser konventionellen Elemente in Grenzschichtströmungssteuer- bzw. -regelsystemen ändern wird, die gemäß dieser Erfindung ausgebildet sind, erfordert es der Einbau einer Transpirationsplatte bzw. eines Transpirationsfelds, daß Faktoren (z. B. gewünschte Massenströmungsrate, Kompressionsverhältnis, etc.) in Betracht gezogen werden, die für den Fachmann auf dem Gebiet der Flugzeugströmungssteuer- bzw. -regelsysteme gut bekannt sind, ausgenommen, wo das hier bemerkt wird.
Die Fig. 3 ist eine perspektivische Ansicht einer Transpirationsplatte bzw. eines Transpirationsfelds 58, die bzw. das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, wobei Teile weggeschnitten sind. Wie oben bemerkt, ersetzt die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 die Entladungsdüse der Flugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsysteme des Standes der Technik. Die in Fig. 3 veranschaulichte Transpirationsplatte 58 bzw. das in Fig. 3 veranschaulichte Transpiratonsfeld 58 ist eine starre Platte bzw. ein starres Feld, welche bzw. welches eine Mehrzahl von kleinen Löchern 62 hat, die sich von der inneren Oberfläche 56 (gezeigt in Fig. 4) der Platte bzw. des Felds zu der glatten äußeren Oberfläche 54 der Platte bzw. des Felds erstrecken. Die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 bildet das Ende eines Verteilerschachts 60, der an dem Ende eines Kanals 61 lokalisiert ist, welcher mit dem Auslaß des Systemkompressors verbunden ist.
Die Gesamtdimension der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds 58 und die Anzahl der erforderlichen Platten bzw. Felder hängt von der Ausbildung bzw. Auslegung des Flugzeugs ab, bei dem die Erfindung verwendet werden soll. Gegenwärtig ist die bevorzugte Dicke der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds 58 zwischen 1,016 und 1,524 mm (0,040 und 0,060 Zoll). Vorzugsweise sind die kleinen Löcher 62 angenähert 0,508 bis 2,032 mm (0,020 bis 0,080 Zoll) voneinander beabstandet. Der Wert des Durchmessers der kleinen Löcher ist vorzugsweise zwischen 0,127 und 0,508 mm (0,005 und 0,020 Zoll). Die Mehrzahl der kleinen Löcher 62 kann außerdem von der inneren Oberfläche 56 der starren Platte bzw. des starren Felds zu der äußeren Oberfläche 54 in einer Richtung nach hinten relativ zu der Längsachse des Flugzeugs schräggestellt sein, wobei der Neigungswinkel vorzugsweise im Bereich von angenähert 0 bis 45º liegt. Ob ein Schrägstellen der Löcher angewandt wird, hängt von der speziellen Anwendung und den gewünschten Ergebnissen ab. Wie durch den Fachmann auf diesem Gebiet und andere leicht erkennbar ist, sollten die vorstehenden Dimensionen als ein Beispiel, jedoch nicht beschränkend, genommen werden, da irgendwelche der obigen Werte in Abhängigkeit von den Erfordernissen einer speziellen Anwendung variieren können.
Die Fig. 4 und 5 sind schematische Ansichten eines Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems, das eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld 58, welche bzw. welches gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, aufweist. Die Fig. 4 ist generell gleichartig dem oben beschriebenen und in Fig. 1 gezeigten konventionellen Unterschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem. Wie in Fig. 1 umfaßt die Fig. 4 einen Strömungssteuer- bzw. -regelbereich 76, der sich von gerade unterhalb der Vorderkante 78 eines Flügels 80 um die Vorderkante herum und bis zu einem Vorderholm 82 erstreckt. Der Strömungssteuer- bzw. -regelbereich 76 der äußeren Oberfläche des Flügels 80 umfaßt einen Saugbereich 77, der, ausgenommen für eine Mehrzahl von dadurch verlaufenden Perforationen 66, generell glatt ist.
Ein Kompressor 74 zieht Luft von den Perforationen 66 durch verschiedene Kanäle 70, die in der Vorderkantenstruktur des Unterschallflügels 80 lokalisiert sind. Die Richtung der Luftströmung ist durch Pfeile 32 gezeigt. Der Kompressor 74 ist vorzugsweise in dem Unterschallflügel 80 nahe der Vorderkante des Flügels lokalisiert. Zum Beispiel kann der Kompressor 74, wie in Fig. 4 gezeigt ist, gerade vorwärts von dem Vorderholm 82, der Vorderkante 78 des Flügels 80 zugewandt, angebracht sein. Offensichtlich kann der Kompressor 74 in Abhängigkeit von dem verfügbaren Raum an anderen Stellen in dem Flugzeug lokalisiert sein.
Mit Bezug auf die Größe sollte der Kompressor 74 für die Unterschallanwendung vorzugsweise derart ausgewählt sein, daß der Transpirationsmassenflußkoeffizient Cq in den Bereich von 0,003 bis 0,005 fällt. Der Transpirationsmassenflußkoeffizient wird unter Verwendung der folgenden Gleichung berechnet:
worin der Transpirationsmassenfluß = ρ&sub0;V&sub0;; wobei ρ&sub0; die lokale Dichte ist, während V&sub0; die lokale Geschwindigkeit ist. G∞ ist der Freistrommassenfluß (G∞ = p∞V∞).
Die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 der vorliegenden Erfindung ist mit dem Kompressor 74 über den Verteilerschacht 60 und den internen Kanal 61 verbunden, die in Fig. 3 gezeigt und oben beschrieben sind. Obwohl der Kanal 61 nach der Darstellung vorwärts von dem Vorderholm 62 lokalisiert ist, kann der Kanal 61 auch in anderen Bereichen des Flügels 80 lokalisiert sein, was von der Position des Kompressors 74 und anderen Gestaltungskriterien abhängt. Die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 setzt die komprimierte Saugluft heckwärts frei.
Der bevorzugte Ort der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds 58 für einen Unterschallflugzeugflügel 80 ist in den Fig. 4 und 5 gezeigt. Wie dargestellt, ist die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 vorzugsweise auf der Unterseite des Flügels 80 zwischen dem Hohlraum, in dem eine Krüger-Klappe 81 aufbewahrt wird, und dem Vorderholm 82 lokalisiert. Alternativ kann die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 in anderen Flugzeugbereichen lokalisiert sein. Die wichtige Betrachtung hinsichtlich des Flatten- bzw. Feldorts besteht darin, daß die äußere Oberfläche 54 der Platte bzw. des Felds 58 mit einer äußeren Flugzeugoberfläche bündig und an einem Ort auf dem Flugzeug sein soll, wo keine Laminarisierung versucht wird.
Im Betrieb zieht der Kompressor 74 Luft von der Vorderkante des Flügels 80 durch die Perforationen 66, komprimiert die Saugluft und schickt die komprimierte Luft zu der Transpirationsplatte bzw. dem Transpirationsfeld 58, wo die komprimierte Luft heckwärts in die Freistrom-Nichtlaminarströmung durch die kleinen Löcher 62 in der Transpirationsplatte bzw. dem Transpirationsfeld 58 transpiriert wird. Siehe Fig. 3.
Fig. 6 ist eine schematische Aufsicht auf ein Überschallflugzeuglaminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem, das eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld 58, welche bzw. welches gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, aufweist. Der Umriß des Überschallflügels 114 und Teile eines Rumpfs 118 sind in gestrichelten Linien gezeigt. Das in Fig. 6 gezeigte Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem umfaßt die oben beschriebene Transpirationsplatte 58 bzw. das oben beschriebene Transpirationsfeld 58. Wie außerdem oben beschrieben ist, ist die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld starr bzw. steif und glatt, ausgenommen für eine Mehrzahl von kleinen Löchern 62, die sich von der inneren Oberfläche 56 der Platte bzw. des Felds zu der glatten äußeren Oberfläche 54 der Platte bzw. des Felds erstrecken.
Die übrigen Elemente des in Fig. 6 gezeigten Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystems sind im wesentlichen die gleichen wie jene, die in Fig. 2 gezeigt sind. Spezieller ist es so, daß das Laminarströmungssteuer- bzw. -regelsystem perforierte Saugbereiche 97 umfaßt, die auf der Vorderkante und auf den Mittelsehnenoberflächen des Flügels 114 lokalisiert sind. Wie bei der Fig. 2 können die Saugbereiche 97 der Fig. 6 auf der oberen Oberfläche des Überschallflügels 114, auf der unteren Oberfläche oder auf beiden Oberflächen lokalisiert sein. Die Saugbereiche 97 sind generell glatt und bündig mit der benachbarten äußeren Oberfläche des Flügels 114 positioniert. Die Saugbereiche 97 umfassen eine Mehrzahl von Perforationen, die gleichartig jenen sind, welche in Fig. 4 gezeigt sind (in Fig. 6 sind keine Perforationen gezeigt).
Innere Kanäle 100 verbinden die Perforationen der Saugbereiche 97 mit einem oder mehreren Kompressoren 94. Obwohl die Kanäle 100 an spezifischen Orten der Fig. 6 gezeigt sind, können sie in anderen Bereichen des Flügels 114 lokalisiert sein, um die Benutzung des Raums zu maximieren. Demgemäß ist die Plazierung der Kanäle 100 sind speziell wichtig für die vorliegende Erfindung. Die Kompressoren 94 sind vorzugsweise in einem oder mehreren trocknenen Buchten 103 lokalisiert, welche nahe dem Fahrwerksschacht 104 des Überschallflugzeugs, vorwärts von dem Hauptholmkasten (nicht gezeigt) lokalisiert sind. Wie bei den Kanälen 100 können die Kompressoren 94 an anderen verfügbaren Plätzen in dem Flugzeug lokalisiert sein, wie sie durch eine spezifische Anwendung und für den Fachmann gut bekannte Faktoren bestimmt werden.
Die Kompressoren 94 ziehen Luft von den Perforationen in den Saugbereichen 97 durch die inneren Kanäle 100. Die Kompressoren 94 komprimieren die Saugluft und geben die komprimierte Luft zu dem Verteilerschacht (nicht gezeigt) aus, der durch die Transpirationsplatte umschlossen ist. Vorzugsweise komprimieren die ausgewählten Kompressoren 94 die Luft derart, daß der Transpirationsmassenflußkoeffizient Cq (der oben definiert wurde) in den Bereich von angenähert 0,003 bis 0,005 fällt.
Es sei noch, auf Fig. 6 Bezug genommen, wonach die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld 58 die komprimierte Luft in einer verteilten Art und Weise durch die kleinen Löcher 62 in den Freistrom der Grenzschicht über dem Flügel 114 transpiriert. Vorzugsweise ist die Transpirationsplatte 58 auf der oberen Oberfläche des Überschallflügels 114 nahe dem Rumpf 118 in angenähert mittlerer Sehne auf bzw an dem Kopfende des Fahrwerkschachts 104 lokalisiert. Die Transpirationsplatte erstreckt sich um eine vorbestimmte Entfernung von dem Fahrwerksschacht nach vorwärts. Dieser Ort wird bevorzugt, weil er ein Teil der turbulenten Keilzone ist, d. h. des oberen Oberflächenbereichs eines Überschallflügels nahe dem Rumpf, wo die Grenzschicht turbulent ist.
Obwohl bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung veranschaulicht und beschrieben worden sind, versteht es sich, daß verschiedene Änderungen darin ausgeführt werden können, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen. Beispiele solcher Änderungen umfassen die Größe, die Anzahl und den Ort der Transpirationsplatten bzw. -felder auf dem Flugzeug; die Gesamtsaugkapazität des Luftsaugsystems; und die Plazierung der verschiedenen Komponenten. Es versteht sich demgemäß, daß die Erfindung innerhalb des Bereichs der beigefügten Ansprüche anders praktiziert werden kann, als hier speziell beschrieben worden ist.

Claims

1. Flugzeug, das ein Grenzschichtströmungssteuer- bzw. - regelsystem hat, wobei das System folgendes umfaßt:

(a) einen Saugbereich (77; 97), der auf einer aerodynamischen Oberfläche (80; 114) des Flugzeugs lokalisiert ist, wobei der Saugbereich (77; 97) eine Mehrzahl von Perforationen (66) umfaßt, durch welche Saugluft in das Flugzeug gezogen wird;

(b) wenigstens einen Kompressor (74; 94) zum Einziehen der Saugluft und zum Komprimieren der Saugluft, wobei der wenigstens eine Kompressor (74; 94) einen Eingang und einen Ausgang hat;

(c) ein Eingangsleitungssystem (70; 100) zum Verbinden der Perforationen (66) in dem Saugbereich (77; 97) mit dem Eingang des wenigstens einen Kompressors (74, 97); und

(d) ein mit dem Ausgang des Kompressors (74; 94) verbundenes Entladungsmittel zum Entladen der komprimierten Luft aus dem Flugzeug, dadurch gekennzeichnet,

daß das Entladungsmittel eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld (58) umfaßt, das eine Mehrzahl von kleinen Löchern und eine äußere Oberfläche (54) hat, wobei die äußere Oberfläche (54) der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds bündig mit äußeren Oberflächen des Flugzeugs lokalisiert ist.

2. Flugzeug gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß: (i) das Flugzeug ein Unterschallflugzeug ist; (ii) der Saugbereich (77) auf einer oberen Oberfläche eines Flügels (80) des Flugzeugs in der Nähe einer Vorderkante (78) des Flügels (80) lokalisiert ist; und (iii) die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld (58) auf der Unterseite des Flügels nahe der Vorderkante (80) des Flügels lokalisiert ist.

3. Flugzeug gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß: (i) das Flugzeug ein Überschallflugzeug ist; (ii) der Saugbereich (97) auf einer oberen Oberfläche eines Flügels (114) des Flugzeugs nahe einer Vorderkante des Flügels (114) lokalisiert ist; und (iii) die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld (58) auf der oberen Oberfläche des Flügels (114) nahe dem Rumpf (118) lokalisiert ist.

4. Flugzeug gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Mehrzahl von Löchern (62) durch die Transpirationsplatte bzw. das Transpirationsfeld (58) in einer Heckrichtung relativ zu der Längsachse des Flugzeugs gewinkelt ist, wobei der Neigungswinkel einen Wert zwischen etwa 0 bis etwa 45º hat.

5. Flugzeug gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die äußere Oberfläche (54) der Transpirationsplatte bzw. des Transpirationsfelds in einem Nichtlinearströmungsbereich der äußeren Flugzeugoberfläche (80; 114) lokalisiert ist.

6. Flugzeug gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jedes aus der Mehrzahl der Löcher einen Durchmesser zwischen etwa 0,127 bis etwa 0,508 mm (0,005 bis 0,020 Zoll) hat.

7. Flugzeug gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Mehrzahl von Löchern in der Anzahl angenähert 23 bis 388 pro cm² (150 bis 2500 pro Quadratzoll) der äußeren Oberfläche (54) des Bereichs der steifen Platte bzw. des steifen Felds (58) beträgt.

8. Flugzeug gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Platte bzw. das Feld (58) etwa zwischen 0,016 und 1,524 mm (0,040 und 0,060 Zoll) dick ist.

9. Verfahren der Grenzschichtströmungssteuerung bzw. -regelung für ein Luftfahrzeug, umfassend:

(a) Saugen von Luft von einer aerodynamischen Oberfläche (80; 114) des Luftfahrzeugs;

(b) Komprimieren der Saugluft; und gekennzeichnet durch

(c) Ausströmenlassen der Saugluft aus dem Fahrzeug durch eine Transpirationsplatte bzw. ein Transpirationsfeld (58), die bzw. das eine Mehrzahl von kleinen Löchern (62) hat.

10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Mehrzahl von Löchern (62) heckwärts gerichtet ist, so daß die Saugluft aus dem Fahrzeug heckwärts ausströmen gelassen wird.

11. Verfahren nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Grenzschicht eine laminare Grenzschicht ist und daß die Saugluft in einem nichtlaminaren Strömungsbereich ausströmen gelassen wird.