DE69910521T2

DE69910521T2 - Verfahren zur Verminderung des Wellenwiderstandes eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE69910521T2
Application number: DE69910521T
Authority: DE
Inventors: Hirotaka Wako-shi Kumata; Kiyoshi Wako-shi Katahira; Shuichi Wako-shi Wakita; Toshihiro Wako-shi Nishikawa
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 1998-10-19
Filing date: 1999-03-08
Publication date: 2004-04-08
Anticipated expiration: 2019-03-09
Also published as: US6102328A; EP0995675A2; EP0995675A3; JP2000118500A; EP0995675B1; DE69910521D1

Description

Hindergrund der Erfindung
Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstandes in einem Flugzeug durch Verzögern der Erzeugung einer Schockwelle an einer oberen Fläche eines Haupttragflügels des Flugzeugs, wenn das Flugzeug mit einer transsonischen Geschwindigkeit fliegt.
Beschreibung der verwandten Technik
Sogar dann, wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs gleich oder geringer als die Schallgeschwindigkeit ist, wird in einem Bereich einer transsonischen Geschwindigkeit eine Schockwelle erzeugt, in dem durch die an einem Abschnitt einer Flugzeugzelle beschleunigte Strömung lokal die Schallgeschwindigkeit überschritten wird (siehe 20). Wenn die Schockwelle auf diese Weise an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugt wird, wird die Strömungsgeschwindigkeit der Luftströmung plötzlich von einer Überschallgeschwindigkeit auf eine Unterschallgeschwindigkeit über die Schockwelle hinweg verringert. Als Ergebnis wird eine Grenzschicht an einer Stelle stromabwärts der Schockwelle abgezogen, um einen nachfolgenden Wirbelstrom zu erzeugen, der für einen großen Wellenwiderstand sorgt, und daher wird der Haupttragflügel in einen sogenannten Schock-Strömungsabrisszustand gebracht aufgrund des plötzlichen Anstiegs von Strömungswiderstand und des plötzlichen Rückgangs von Auftriebskraft.
Das Phänomen eines plötzlichen Anstiegs von Strömungswiderstand aufgrund der Erzeugung einer Schockwelle wird als Strömungswiderstandsemanation bezeichnet und die Machzahl einer Hauptströmung zu dieser Zeit wird als Strömunswiderstandsemanations-Machzahl M_DD bezeichnet. Wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erreicht, wird nicht nur die Menge von verbrauchtem Treibstoff aufgrund der Erhöhung des Strömungswiderstands erhöht, sondern auch die Balance einer Flugzeugzelle des Flugzeugs wird durch die Bewegung des Winddruckzentrums ungünstig beeinflusst. Aus diesem Grund ist es notwendig, die Erzeugung der Schockwelle so weit als möglich zu verzögern, um die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zu erhöhen.
Um die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zu erhöhen, wird herkömmlicherweise die folgende Technik eingesetzt:

(1) Ein Tragflügelprofil wird verwendet, das eine hohe Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD bereitstellt,
(2) ein positiver Pfeilstellungswinkel des Flügels wird im Haupttragflügel bereitgestellt und dergleichen.

In einem Flugzeug, das eine Triebwerksgondel zur Aufnahme eines Gasturbinentriebwerks enthält, werden bei der Montageposition der Triebswerksgondel Überlegungen berücksichtigt, um den aufgrund von aerodynamischer Interferenz des Haupttragflügels, Rumpfs und dergleichen mit der Triebwerksgondel erzeugten Strömungswiderstand auf das Minimum zu reduzieren. Die Reduzierung von Interferenzströmungswiderstand wird bei einem Strahl-Geschäftsflugzeug im Allgemeinen durch Montage von Triebwerksgondeln an lateral gegenüberliegenden Seiten eines hinteren Abschnitts des Rumpfs vorgesehen, der eine kleine Interferenz mit einem Haupttragflügel aufweist, und bei einem größer dimensionierten Passagierflugzeug durch Montage von Triebwerksgondeln durch Pylone an einer unteren Fläche des Haupttragflügels, entlang dem Luft mit einer geringeren Geschwindigkeit im Vergleich zur Luftströmung entlang einer oberen Fläche des Haupttragflügels strömt.
Im Allgemeinen ist bei dem Tragflügelprofil mit einer geringen Dicke die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD größer, aber wenn die Dicke verringert wird, wird das Volumen des Haupttragflügels verringert. Aus diesem Grund existiert dann, wenn ein Treibstofftank in dem Haupttragflügel vorgesehen ist, ein Problem, dass die darin transportierte Treibstoffmenge verringert wird, und es gibt weiterhin ein Problem, dass ein Strukturgewicht erhöht wird, weil eine Verringerung an Festigkeit aufgrund der Verringerung der Dicke kompensiert wird. Daher sind ein spitziger Tragflügel und ein superkritischer Tragflügel als ein Tragflügelprofil vorgeschlagen worden, das die Erzeugung einer Schockwelle verhindert, während es eine erforderliche Dicke durch Verbesserung des Druckprofils an dem Haupttragflügel im Bereich einer transsonischen Geschwindigkeit verbessert.
Wenn der positive Pfeilstellungswinkel des Haupttragflügels erhöht wird, kann die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erhöht werden, während die Tragflügeldicke zu einem gewissen Ausmaß sichergestellt sein kann, aber die folgenden Probleme treten auf: die Strömungsabrisscharakteristik bei einer geringeren Geschwindigkeit wird verschlechtert; das Strukturgewicht wird erhöht, um einem größeren Biegemoment entgegenzuwirken, das auf den Ansatz des Haupttragflügels ausgeübt wird; und es ist schwierig, einen Tragflügel eines Laminarströmungstyps einzusetzen, der einen kleinen Reibwiderstand besitzt.
Die auf die oben genannten Probleme gerichteten bekannten Dokumente umfassen die US-Patente Nr. 4,311,289; 4,449,680; 4,314,681; 4,171,786 und 3,727,862.
Das US-Patent Nr. 4,31 1,289 beschreibt die Verhinderung der Erzeugung einer Schockwelle durch Vorsehen eines Kanals, der durch eine Hinterkante eines Haupttragflügels, einen Rumpf, eine Triebswerksgondel und einen Pylon definiert ist. Das Verhältnis der Querschnittsfläche eines Kanalauslasses zur minimalen Querschnittsfläche des Kanals wird auf 1 : 1,065 oder weniger eingestellt.
Das US-Patent Nr. 4,449,680 beschreibt die Reduzierung der Wirkung von Interferenz zwischen einer Triebwerksgondel und einem Haupttragflügel durch Vorsehen einer kritischen Gegenfläche (ein Abschnitt der Triebwerksgondel) und einer nicht kritischen Gegenfläche (der andere Abschnitt der Triebwerksgondel und ein Pylonabschnitt) von einer kritischen Zone des Haupttragflügels und einem kritischen Oberflächenbereich der Triebwerksgondel, und Ausbilden der kritischen Gegenfläche in einer Form, die entlang einer Stromlinie in der Nähe einer solchen Fläche liegt, und Ausbilden der nicht kritischen Gegenfläche in einer Form, die nicht entlang einer Stromlinie in der Nähe einer solchen Fläche liegt.
Das US-Patent Nr. 4,314,681 schlägt die Reduzierung der Erzeugung einer Schockwelle durch Anordnen einer Verkleidung vor, die eine charakteristische Krümmung von einem dickenweisen Zwischenabschnitt zu einer Hinterkante eines Pylons aufweist.
Das US-Patent Nr. 4,171,786 schlägt die Vermeidung eines Anstiegs von Strömungswiderstand ohne die Verwendung eines Pylons vor, indem eine an einem Rumpf gehaltene Triebwerksgondel durch einen Hilfstragflügel oberhalb eines Haupttragflügels angeordnet wird, und die Höhenposition der Triebwerksgondel bezüglich einer oberen Fläche des Haupttragflügels und die Längsposition der Triebwerksgondel bezüglich einer Vorderkante des Haupttragflügels definiert wird.
Das US-Patent Nr. 3,727,862 schlägt die Verhinderung der Erzeugung von Resonanz zwischen einem Triebwerk und einem Haupttragflügel durch Halterung der Triebwerksgondel an der oberen Fläche des Haupttragflügels mit einem dazwischen angeordneten Elastomer vor.
Zusammenfassung der Erfindung
Demgemäß ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, sicherzustellen, dass die Erzeugung einer Schockwelle verzögert wird, um den Wellenwiderstand zu verringern, indem ein Fluidströmungselement, wie eine Triebwerksgondel, an einer vorbestimmten Stelle an einer oberen Fläche eines Haupttragflügels angeordnet wird, und die durch das Fluidelement erzeugte Luftströmung der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels überlagert wird.
Um die genannte Aufgabe zu lösen, ist gemäß der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs vorgesehen, das das Anordnen eines Fluidströmungselements innerhalb einer Luftströmung an einer oberen Fläche eines Haupttragflügels des Flugzeugs umfasst, wodurch ein Unterdruck an der oberen Fläche des Haupttragflügels des Flugzeugs erzeugt wird, wenn dieses mit einer transsonischen Geschwindigkeit fliegt, Überlagern einer in dem zwischen einer unteren Fläche des Fluidelements und der oberen Fläche des Haupttragflügels beschleunigten Luftströmung über die Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels, wodurch die Variationen im Druckgradient an der oberen Fläche des Haupttragflügels verringert werden, um die Erzeugung einer Schockwelle zu verhindern.
Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl erreicht, wird eine Schockwelle an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugt, so dass der Wellenwiderstand plötzlich erhöht wird. Wenn das Fluidelement innerhalb der Hauptströmung oberhalb des hinteren Abschnitts der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, wird die in dem engen Raum, der zwischen der unteren Fläche des Fluidelements und der oberen Fläche des Haupttragflügels definiert ist, beschleunigte Luftströmung der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels überlagert. Daher kann der Druckgradient an der oberen Fläche des Haupttragflügels sanfter oder glatter gemacht werden, um die Erzeugung einer Schockwelle zu verhindern. Daher kann die Erzeugung eines Wellenwiderstands im Bereich einer transsonischen Geschwindigkeit verzögert werden, um die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl zu erhöhen, wodurch die Reisegeschwindigkeit erhöht werden kann, während eine Erhöhung der verbrauchten Treibstoffmenge vermieden werden kann.
Gemäß einem zweiten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung ist der Unterdruck zu der Zeit, wenn die Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels Schallgeschwindigkeit erreicht, als der kritische Druckkoeffizient definiert, ein Referenzpunkt, bei dem das Druckprofil in der Richtung einer Tragflügelsehne an der oberen Fläche des Haupttragflügels von einem Zustand gleich oder größer als der kritische Druckkoeffizient zu einem Zustand kleiner als der kritische Druckkoeffizient sich verändert, wird an der Tragflügelsehne festgelegt, und das vordere Ende des Fluidelements wird hinter einer Position angeordnet, die um 5% der Länge der Tragflügelsehne vor dem Referenzpunkt liegt.
Wenn die Position des vorderen Endes des Fluidelements zu weit vorn ist, wird die anfängliche Erzeugung der Schockwelle verhindert, aber eine neue Schockwelle wird erzeugt am hinteren Abschnitt der Tragflügelsehne des Haupttragflügels. Wenn daher das vordere Ende des Fluidelements hinter der Position 5% (der Länge der Tragflügelsehne) vor dem Referenzpunkt angeordnet ist, bei dem der Unterdruck an der oberen Fläche des Haupttragflügels kleiner ist als der kritische Druckkoeffizient, d. h. der Referenzpunkt, bei dem die Strömungsgeschwindigkeit der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels von einem Zustand gleich oder größer als die Schallgeschwindigkeit zu einem Zustand kleiner als die Schallgeschwindigkeit sich verändert, kann ein abgebremster Bereich einer Hauptströmung, der durch das Fluidelement erzeugt wird, effektiv der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels überlagert werden, um die Erzeugung der Schockwelle zuverlässig zu verhindern.
Gemäß einem dritten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung ist das in der Richtung der Tragflügelsehne an der oberen Fläche des Haupttragflügels durch Verzögerung der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugte Druckprofil ein konkaves Unterdruckprofil, das zwei Unterdruckspitzen an vorderen und hinteren Abschnitten der Tragflügelsehne aufweist, oder ein konvexes Unterdruckprofil, das eine einzige Unterdruckspitze an einem mittleren Abschnitt der Tragflügelsehne aufweist.
Wenn das Fluidelement an einer vorderen Position innerhalb eines Bereichs, in dem die Erzeugung einer Schockwelle verhindert werden kann, angeordnet werden kann, wird das konkave Unterdruckprofil erzeugt, das die beiden negativen Unterdruckspitzen an dem vorderen und hinteren Abschnitt der Tragflügelsehne aufweist. Daher wird nicht nur die Erzeugung der Schockwelle verhindert, sondern ebenfalls eine Auftriebskraft an der vorderen und hinteren Unterdruckspitze sichergestellt, wodurch das Auftriebs/Strömungswiderstandsverhältnis verbessert werden kann und die verbrauchte Treibstoffmenge reduziert werden kann. Wenn das Fluidelement an einer hinteren Position innerhalb des Bereichs angeordnet ist, in dem die Erzeugung einer Schockwelle verhindert werden kann, wird ein konvexes Unterdruckprofil erzeugt, das die einzige Unterdruckspitze an dem mittleren Abschnitt der Tragflügelsehne aufweist, und die Erzeugung eines Wellenwiderstands in dem Bereich einer transsonischen Geschwindigkeit wird verhindert.
Gemäß einem vierten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung Liegt der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der Vorderkante des Haupttragflügels in einem Bereich von 68% bis 100% der Länge der Tragflügelsehne.
Wenn der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der vorderen Kante des Haupttragflügels in dem Bereich von 68% bis 100% der Länge der Tragflügelsehne eingestellt ist, kann ein Schockwellen-Verhinderungseffekt aufgewiesen werden.
Gemäß einem fünften Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung liegt der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der vorderen Kante des Haupttragflügels in einem Bereich von 75% bis 85% der Länge der Tragflügelsehne.
Wenn der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der vorderen Kante des Haupttragflügels innerhalb des Bereichs von 75% bis 85% der Länge der Tragflügelsehne eingestellt ist, kann der Schockwellen-Verhinderungseffekt ferner effektiv aufgewiesen werden.
Gemäß einem sechsten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung verringert sich der vertikale Abstand zwischen der unteren Fläche des Fluidelements und der oberen Fläche des Haupttragflügels mit dem Anstieg des Längsabstands zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der vorderen Kante des Haupttragflügels.
Wenn der vertikale Abstand zwischen der unteren Fläche des Fluidelements und der oberen Fläche des Haupttragflügels mit dem Anstieg des Längsabstands zwischen dem vorderen Ende des Fluidelements und der vorderen Kante des Haupttragflügels verringert wird, kann ein Schockwellen-Verhinderungseffekt sogar dann beibehalten werden, wenn der Längsabstand des Fluidelements verändert wird.
Gemäß einem siebten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung ist das Fluidelement eine im Allgemeinen zylindrische Triebwerksgondel, die ein Gasturbinentriebwerk abdeckt.
Die im Allgemeinen zylindrische Triebwerksgondel, die das Gasturbinentriebwerk abdeckt, wird als das Fluidelement verwendet, um einen Schockwellen-Verhinderungseffekt aufzuweisen, und daher ist es unnötig, ein spezielles Fluidelement vorzusehen, wodurch eine Gewichtserhöhung vermieden wird.
Gemäß einem achten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung liegt der vertikale Abstand zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und einer unteren Fläche der Triebwerksgondel im Bereich von 30% bis 100% des Außendurchmessers der Triebwerksgondel.
Wenn der vertikale Abstand zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche der Triebwerksgondel im Bereich von 30% bis 100% des Außendurchmessers der Triebwerksgondel eingestellt ist, kann ein Schockwellen-Verhinderungseffekt sogar dann beibehalten werden, wenn der Längsabstand des Fluidelements verändert wird.
Gemäß einem neunten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung ist die Triebwerksgondel durch einen Pylon getragen, der von der oberen Fläche des Haupttragflügels nach oben verläuft.
Wenn die Triebwerksgondel an der oberen Fläche des Haupttragflügels durch den Pylon montiert ist, kann ein weiter Raum für die Kabine sichergestellt sein, im Vergleich zu dem Fall, in dem die Triebwerksgondel am Rumpf montiert ist. Weiterhin kann das auf den Ansatz des Haupttragflügels ausgeübte Biegemoment durch die Auftriebskraft durch das Gewicht der Triebwerksgondel gemindert werden, um zu einer Reduzierung des Strukturgewichts beizutragen.
Gemäß einem zehnten Aspekt und Merkmal der vorliegenden Erfindung ist eine bewegbare Triebwerksfläche an der oberen Fläche des Haupttragflügels vorgesehen, derart, dass die bewegbare Triebwerksfläche gehoben und gesenkt werden kann, wodurch der Querschnittsbereich des Strömungspfads in einem Raum verringert wird, der zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche der Triebwerksgondel, die als das Fluidelement funktioniert, definiert ist, um die Auftriebskraft zu erhöhen, indem die bewegbare Tragflügelfläche während eines Starts und einer Landung des Flugzeugs angehoben wird.
Da die bewegbare Tragflügelfläche, die an der oberen Fläche des Haupttragflügels vorgesehen ist, gehoben wird, um die Querschnittsfläche des Strömungspfads in dem zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche der Triebwerksgondel definierten Raum zu verringern, kann die Auftriebskraft des Haupttragflügels während eines Starts und einer Landung des Flugzeugs erhöht werden, um die Start- und Landegeschwindigkeiten zu verringern.
Die obigen und andere Objekte, Merkmale und Vorteile der Erfindung werden deutlich aus der folgenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform, die in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen zu sehen ist.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
1 ist eine perspektivische Ansicht eines zweimotorigen Strahl-Geschäftsflugzeugs, auf das die vorliegende Erfindung angewendet worden ist.
2 ist ein Diagramm zur Erläuterung eines Parameters, der die Längsposition einer Triebwerksgondel definiert.
3 ist ein Diagramm zur Erläuterung eines Parameters, der die vertikale Position der Triebwerksgondel definiert.
4 ist ein Diagramm zur Erläuterung eines Parameters, der die laterale Position der Triebwerksgondel definiert.
5 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Triebwerksgondelposition X/C und dem Wellenwiderstand zeigt.
6 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Triebwerksgondelposition X/C und der Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zeigt.
7 ist ein Graph, der den Druckkoeffizienten CP einer oberen Fläche eines Haupttragflügels entlang einer Tragflügelsehne zeigt.
8 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Machzahl M und dem Strömungswiderstands-Koeffizienten zeigt, der von einer Subtraktion eines Formströmungswiderstands-Koeffizienten CD₀ von einem Gesamtströmungswiderstands-Koeffizienten CD_total resultiert, und ebenfalls die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD bei jeder der Triebwerksgondelpositionen.
9 ist ein Graph, der den Gesamtströmungswiderstands-Koeffizienten CD_total bei jeder der Triebwerksgondelpositionen und zwei Machzahlen zeigt.
10 ist ein Graph, der das Druckprofil zeigt, das entlang einer Tragflügelsehne ohne die Triebwerksgondel vorgesehen ist.
11 ist ein Graph, der das Druckprofil zeigt, das entlang der Tragflügelsehne vorgesehen ist, wenn die Triebwerksgondelposition X/C gleich 80% ist.
12 ist ein Graph, der das Druckprofil zeigt, das entlang der Tragflügelsehne vorgesehen ist, wenn die Triebwerksgondelposition X/C gleich 85% ist.
13 ist ein Graph, der das Druckprofil zeigt, das entlang der Tragflügelsehne vorgesehen ist, wenn die Triebwerksgondelposition X/C gleich 65% ist.
14 zeigt die Form einer Flugzeugzelle, die keine Triebwerksgondel aufweist.
15 zeigt die Form einer Flugzeugzelle, die eine Triebwerksgondel aufweist, die an einer oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist.
16 zeigt die Form einer Flugzeugzelle, die eine Triebwerksgondel aufweist, die an der unteren Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist.
17 zeigt die Form einer Flugzeugzelle, die eine Triebwerksgondel aufweist, die an einem hinteren Abschnitt eines Rumpfs angeordnet ist.
18 ist eine Ansicht einer Auftriebskrafterhöhungsvorrichtung während eines Flugs des Flugzeugs bei einer geringeren Geschwindigkeit.
19 ist eine Ansicht entlang einer Richtung eines Pfeils 19 in 18.
20 ist ein Diagramm zur Erläuterung einer Schockwelle und eines Wellenwiderstands.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
Die vorliegende Erfindung wird nun mittels einer Ausführungsform unter Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen beschrieben.
Wie in 1 gezeigt ist, ist ein Flugzeug bei dieser Ausführungsform ein strahlgetriebenes Geschäftsflugzeug, das zwei Gasturbinentriebwerke besitzt und einen Rumpf F, einen linken und einen rechten Haupttragflügel W, W, die an einer unteren Fläche eines Mittelabschnitts des Rumpfs F angebracht sind, einen vertikalen Heckflügel V, der an einem hinteren Abschnitt des Rumpfs F angebracht ist, und einen horizontalen Heckflügel H, der an einem oberen Ende des vertikalen Heckflügels V angebracht ist, umfasst. Im Allgemeinen zylindrische Triebwerksgondeln N, N, die die Gasturbinentriebwerke abdecken, sind jeweils an oberen Enden eines Paars von Pylonen P, P oberhalb der oberen Flächen des linken und des rechten Haupttragflügels W, W gehalten.
Die vorliegende Erfindung hat zum Ziel, die Erzeugung einer Schockwelle an der oberen Fläche des Haupttragflügels W zu verhindern, indem die Interferenz einer Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels W mit einer Luftströmung in der Nähe der Triebwerksgondel N positiv ausgenützt wird. Daher ist die Position der Triebwerksgondel N, die relativ zu einer Flugzeugzelle angebracht ist, ein wichtiger Faktor.
Wie in 2 gezeigt ist, basiert die Längsanbringungsposition der Triebwerksgondel N auf einer Vorderkante einer Tragflügelsehne unterhalb der Triebwerksgondel N und ist als X/C (%) durch einen Längsabstand X von der vorderen Kante der Tragflügelsehne zu einem vorderen Ende (Rand) der Triebwerksgondel N und eine Länge C der Tragflügelsehne definiert. Wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel N oberhalb der vorderen Kante des Haupttragflügels W angeordnet ist, ist daher X/C gleich 0%. Wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel N oberhalb einer hinteren Kante des Haupttragflügels W angeordnet ist, ist X/C gleich 100%.
Wie in 3 gezeigt ist, basiert die vertikale Anbringungsposition der Triebwerksgondel N auf der obersten Fläche des Haupttragflügels W unterhalb der Triebwerksgondel N und ist als Z/D (%) durch einen vertikalen Abstand Z von der obersten Fläche des Haupttragflügels W zur untersten Fläche der Triebwerksgondel N und den größten Durchmesser D der Triebwerksgondel N definiert. Der vertikale Abstand Z entspricht einem vertikalen Abstand zwischen der obersten Fläche des Haupttragflügels W und der untersten Fläche der Triebwerksgondel N in 3, die eine Frontansicht der Flugzeugzelle ist.
Wie in 4 gezeigt ist, basiert die laterale Anbringungsposition der Triebwerksgondel N auf einem lateral äußeren Ende des Rumpfs F und ist als Y/Dw (%) durch einen lateralen Abstand Y von dem lateral äußeren Ende des Rumpfs F zu einem lateral inneren Ende der Triebwerksgondel N und die größte Breite Dw der Triebwerksgondel N definiert.
Aus dem Parameter X/C, der die Längsposition der Triebwerksgondel N definiert, dem Parameter Z/D, der die vertikale Position der Triebwerksgondel N definiert, und dem Parameter Y/Dw, der die laterale Position der Triebwerksgondel N definiert, ist der zur Verhinderung der Erzeugung einer Schockwelle dominierendste Parameter X/C. Der Parameter Z/D, der die vertikale Position der Triebwerksgondel N definiert, besitzt einen geringeren Beeinflussungsgrad im Vergleich mit dem Parameter X/C und der Parameter Y/Dw, der die laterale Position der Triebwerksgondel N definiert, besitzt einen noch kleineren Beeinflussungsgrad.
Angesichts des Vorangehenden wurde der Parameter X/C, der die Längsposition der Triebwerksgondel N definiert, als ein Hauptparameter ausgewählt, und ein Windkanaltest und eine Analyse wurden durchgeführt, wobei der Parameter Z/D als ein fester Wert (Z/D = 0,5) festgesetzt und der Parameter Y/Dw als ein fester Wert (Y/Dw = 0,73) festgesetzt wurde. Hier ist Z/D = 0,5 die vertikale Position der Triebwerksgondel N, bei der ein Schockwellen-Verhinderungseffekt effektiv erhalten wird, und Y/Dw = 0,73 ist die laterale Position der Triebwerksgondel N, bei der der Einfluss der Interferenz von gekoppelten Abschnitten des Rumpfs F und des Haupttragflügels W effektiv vermieden werden kann.
5 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Triebwerksgondelposition X/C und dem Wellenwiderstand zeigt, wobei die Machzahl einer Hauptströmung auf M = 0,78 entsprechend der Machzahl, bei der eine Schockwelle an der oberen Fläche des Haupttragflügels W erzeugt wird, festgesetzt ist, und der Auftriebskoeffizient auf CL = 0,40 entsprechend der Reisegeschwindigkeit des Flugzeugs festgesetzt ist. Wenn die Triebwerksgondelposition X/C hinter der 68%-Position an der Tragflügelsehne angeordnet ist, wird der Wellenwiderstand auf das Maß von 40% des Maximalwerts von einem Wellenwiderstand verringert, der ohne Vorsehen der Triebwerksgondel erreicht wird. Wenn die Triebwerksgondelposition X/C vor der 68%-Position der Tragflügelsehne angeordnet ist, wird der Wellenwiderstand plötzlich von dem ohne Vorsehen der Triebwerksgondel erreichten Wellenwiderstand erhöht.
6 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Triebwerksgondelposition X/C und der Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zeigt, wobei der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40 ist. Wenn die Triebwerksgondelposition X/C hinter der 68%-Position an der Tragflügelsehne angeordnet ist, wird die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD von einer Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD = 0,758 erhöht, die ohne Vorsehen der Triebwerksgondel erreicht wird, und erreicht einen Maximalwert M_DD = 0,775 in einer optimalen Position, d. h. bei der Triebwerksgondelposition X/C = 80%. Wenn andererseits die Triebwerksgondelposition X/C vor der 68%-Position der Tragflügelsehne angeordnet ist, wird die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD plötzlich von der Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD = 0,758 verringert, die ohne Vorsehen der Triebwerksgondel erreicht wird.
7 ist ein Graph, der den Druckkoeffizienten CP an der oberen Fläche des Haupttragflügels entsprechend der entlang einer Linie a-a in 4 verlaufenden Tragflügelsehne zeigt, wobei die durchgezogene Linie dem Fall entspricht, bei dem die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, die gestrichelte Linie dem Fall entspricht, bei dem die Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist, und die zweifach gepunktete/gestrichelte Linie dem Fall entspricht, bei dem die Triebwerksgondelposition X/C gleich 50% ist. In allen Fällen ist die Machzahl M der Hauptströmung 0,78, und der Auftriebskoeffizient CL ist gleich 0,40. Wenn die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, wird eine Schockwelle aufgrund eines intensiven Druckgradienten in der Nähe der 60%-Position an der Tragflügelsehne erzeugt, aber wenn die Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist, wird der Unterdruck in der Nähe der 60%-Position an der Tragflügelsehne abgesenkt, wodurch der intensive Druckgradient gemäßigt wird, so dass die Erzeugung einer Schockwelle verhindert wird.
In dem Fall, in dem die Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist, ist nämlich das Druckprofil ein konkaves Profil, das zwei Unterdruckspitzen in der Nähe der 15%-Position und in der Nähe der 85%-Position an der Tragflügelsehne aufweist. Insbesondere ist der Druckkoeffizient in der Nähe der 60%-Position an der Tragflügelsehne bemerkenswert abgesenkt, an der sich die Unterdruckspitze befindet, wenn die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist. Daher werden die Erzeugung der Schockwelle und der Anstieg des Wellenwiderstands verhindert.
Im Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich 50% ist, ist der Druckkoeffizient in der Nähe der 40%-Position an der Tragflügelsehne bemerkenswert abgesenkt, und das Unterdruckprofil ist ein konkaves Profil, das zwei Unterdruckspitzen in der Nähe der 10%-Position und in der Nähe der 80%-Position an der Tragflügelsehne besitzt. Jedoch wird eine Schockwelle in der Nähe der 80%-Position an der Tragflügelsehne aufgrund des Vorhandenseins der Unterdruckspitze des sich daran anschließenden intensiven Druckgradienten erzeugt.
In der obigen Weise wird dann, wenn die Triebwerksgondelposition X/C hinter der 68%-Position an der Tragflügelsehne hergestellt wird, die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erhöht im Vergleich zu dem Fall, bei dem die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, wodurch es schwierig ist, dass die Schockwelle erzeugt wird. Wenn jedoch die Triebwerksgondelposition X/C vor der 68%-Position an der Tragflügelsehne hergestellt wird, wird die Schockwelle erzeugt, was dazu führt, dass die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD verringert wird.
8 ist ein Graph, der die Beziehung zwischen der Machzahl M, dem aus der Subtraktion des Formströmungswiderstands-Koeffizienten CD₀ von dem Gesamtströmungswiderstands-Koeffizienten CD_total resultierenden Strömungswiderstands-Koeffizienten und der Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD bei jeder der Triebwerksgondelpositionen zeigt. In allen Fällen ist der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40. Eine Linie a entspricht einem Referenzfall, bei dem die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist (siehe 14), die Linien b, d und e entsprechen Fällen, in denen die Triebwerksgondel an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist (siehe 15), die Linien f und g entsprechen Fällen, in denen die Triebwerksgondel an der unteren Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist (siehe 16), die Linien h und i entsprechen Fällen, in denen die Triebwerksgondel am hinteren Abschnitt des Rumpfs angeordnet ist (siehe 17)., das an jeder der Linien aufgetragen ist, zeigt die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD für jede Triebwerksgondelposition an.
Wenn die Triebwerksgondel an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, ist der Fall der Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist (Linie b) exzellent, und im gesamten Bereich von Machzahlen ist der Strömungswiderstands-Koeffizient (CD_total – CD₀) kleiner als die Linie a (wenn die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist).
Im Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich 50% ist (die Linie d), ist der Strömungswiderstands-Koeffizient (CD_total – CD₀) am höchsten, und es wird angenommen, dass eine intensive Schockwelle erzeugt worden ist. Im Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich -120% ist (die Linie e), ist der Strömungswiderstands-Koeffizient (CD_total – CD₀) niedriger als in dem Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich 50% ist, und der Effekt der Verhinderung der Erzeugung der Schockwelle wird als vorhanden beobachtet.
Wenn die Triebwerksgondel an der unteren Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, wird der Effekt der Verhinderung der Erzeugung der Schockwelle weder beobachtet in dem Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich -120% ist (die Linie f), noch in dem Fall, das die Triebwerksgondelposition X/C gleich 80% ist (die Linie g). Jedoch wird in dem Fall, der durch die Linie f angedeutet ist, bei dem die Triebwerksgondelposition an einem vorderen unteren Abschnitt des Haupttragflügels angeordnet ist (diese Anordnung wird bei einem großen Passagierflugzeug häufig angewendet) beboachtet, dass der Strömungswiderstands-Koeffizient (CD_total – CD₀) geringfügig niedriger ist als in dem Fall, der durch die Linie g angedeutet ist, wo die Triebwerksgondel an dem hinteren unteren Abschnitt des Haupttragflügels angeordnet ist.
Wenn die Triebwerksgondel an dem hinteren Abschnitt des Rumpfs angeordnet ist, zeigt der Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist (die Linie h), eine exzellente Charakteristik, die äquivalent zu dem Fall ist, wo die Triebwerksgondel an der Position X/C = 75% an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist(die Linie b). Dies deutet darauf hin, dass dann, wenn die Triebwerksgondelposition X/C gleich 75% ist, der äquivalente Schockwellen-Verhinderungseffekt erhalten wird, sogar dann, wenn die Triebwerksgondel an dem Haupttragflügel und an dem Rumpf angebracht ist. Bei der allgemeinen Anordnung (X/C > 100%) der Triebwerksgondel an dem hinteren Abschnitt des Rumpfs, der durch die Linie i angedeutet ist, wird der Effekt der Verhinderung der Erzeugung der Schockwelle bemerkenswert verringert.
9 ist ein Graph, der den Gesamtströmungswiderstands-Koeffizienten CD_total bei jeder der Triebwerksgondelpositionen bezüglich zwei Arten von Machzahlen (M = 0,75 und M = 0,78) zeigt. In allen Fällen ist der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40. Die Daten in 9 entsprechen denjenigen in 8, und b, d, e, f, g und i in 9 sind dieselben wie b, d, e, f, g und i in B. Es wird sogar aus 9 bestätigt, dass der Gesamtströmungswiderstands-Koeffizient CD_total am geringsten ist in dem Fall, dass die Triebwerksgondel an der Position X/C = 75% an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist (siehe b).
Durch Anordnen der Triebwerksgondel an einer optimalen Position an der oberen Fläche des Haupttragflügels, wie oben beschrieben, kann die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD, bei der die Schockwelle an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugt wird, so dass plötzlich der Wellenwiderstand ansteigt, in einer ansteigenden Richtung verändert werden, wodurch die Reisegeschwindigkeit erhöht wird, während die Menge von verbrauchtem Treibstoff auf ein niedrigeres Niveau gedrückt wird. Bei dieser Ausführungsform wird dann, wenn die Triebwerksgondelposition sich in einem Bereich befindet, der hinter X/C = 63% liegt, der Schockwellen-Verhinderungseffekt erhalten und die optimale Position ist in der Nähe von X/C = 80%. Der bevorzugte Bereich der Triebwerksgondelposition ist X/C = 68% bis 100% und der insbesondere bevorzugte Bereich ist X/C = 75% bis 85%.
Geeignete Werte für den vertikalen Abschnitt Z/D und die laterale Position Y/Dw der Triebwerksgondel und deren Effekt werden im Folgenden betrachtet.
Die optimale vertikale Position bezüglich der Längsposition X/C = 75% der Triebwerksgondel ist Z/D = 50%. Wenn jedoch die vertikale Position Z/D zu klein ist, ist die Strömungsgeschwindigkeit zwischen der unteren Fläche der Triebwerksgondel und der oberen Fläche des Haupttragflügels höher, und eine Schockwelle wird erzeugt, wie in dem Fall, dass die Triebwerksgondel an der Längsposition X/C = 0,5 angeordnet ist, und als Ergebnis wird der Wellenwiderstand erhöht. Wenn die vertikale Position Z/D zu groß ist, wird andererseits der auf eine Luftströmung entlang der oberen Fläche des Haupttragflügels durch die Triebwerksgondel erzeugte Einfluss verringert und daher liegt der Effekt sehr nahe bei demjenigen in dem Fall, dass die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist. Zusätzlich taucht aus dem Gesichtspunkt eines Aspekts der Steuerstabilität der folgende Nachteil auf: Die Position einer Schublinie ist höher und daher wird das Kopf-senkende Moment erhöht.
Wenn die Längsposition X/C der Triebwerksgondel in Längsrichtung in einem Bereich bewegt werden soll, der zur Verhinderung der Schockwelle wirksam ist, ist es erforderlich, dass die vertikale Position Z/D weiter nach oben bewegt wird, wenn die Längsposition X/C weiter nach vorn bewegt wird, und dass die Vertikalposition Z/D weiter nach unten bewegt wird, wenn die Längsposition X/C weiter nach hinten bewegt wird. Der Bereich der Vertikalposition Z/D der Triebwerksgondel, der zur Verhinderung der Schockwelle wirksam ist, liegt in der Größenordnung von 0,3 bis 1,0.
Die optimale laterale Position Y/Dw der Triebwerksgondel bezüglich der Längsposition X/C = 75% der Triebwerksgondel ist gleich 0,73. Der Bereich, in dem die Triebwerksgondel den Schockwellen-Verhinderungseffekt aufweist, hat einen Effekt von gewissem Grad an der Seite des Rumpfs und an der Seite des Tragflügelendes um einen Pylon. Die gekoppelten Abschnitte des Rumpfs und des Haupttragflügels sind ursprünglich stark interferierende Abschnitte und daher wird im Allgemeinen eine Ausgleichsmaßnahme oder eine Maßnahme zur Verbesserung des Tragflügelprofils des Flügelansatzes unternommen, aber die Interferenz der gekoppelten Abschnitte des Rumpfs und des Haupttragflügels können sogar mit dieser Anordnung der Triebwerksgondel gemildert werden.
Wenn die laterale Position Y/Dw der Triebwerksgondel zu nahe an dem Tragflügelende festgelegt wird, erhöht sich der Schockwellen-Verhinderungseffekt an dem Tragflügelende, und andererseits ist es unmöglich, zur Verringerung der Interferenz der gekoppelten Abschnitte des Rumpfs und des Haupttragflügels beizutragen. Umgekehrt kann dann, wenn die laterale Position Y/Dw der Triebwerksgondel zu nahe am Rumpf festgelegt ist, der Schockwellen-Verhinderungseffekt am Tragflügelende verringert sein und ebenfalls kann der Interferenzwiderstand der gekoppelten Abschnitte des Rumpfs und des Haupttragflügels in einigen Fällen erhöht sein. Daher ist die oben beschriebene laterale Position Y/Dw = 0,73 eine optimale laterale Position für die Triebwerksgondel.
10 zeigt ein Druckprofil entlang der Tragflügelsehne, wenn die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, die Machzahl M ist gleich 0,75 und der Auftriebskoeffizient CL ist gleich 0,40, wobei eine Schockwelle beobachtet wird in der Nähe von X/C = 70%. Der kritische Druckkoeffizient CP*, der durch eine einfach gepunktete/gestrichelte Linie gezeigt ist, ist ein Druckkoeffizient CP zu der Zeit, wenn die Strömungsgeschwindigkeit an der oberen Fläche des Haupttragflügels Schallgeschwindigkeit erreicht (M = 1), und man erkennt, dass die Strömungsgeschwindigkeit die Schallgeschwindigkeit in einem Bereich von X/C = 12% bis 68% an der oberen Fläche des Haupttragflügels überschreitet. Die Linie (durchgezogene Linie) des Druckkoeffizienten CP an der oberen Fläche des Haupttragflügels kreuzt die Linie (einfach gepunktete/gestrichelte Linie) des kritischen Druckkoeffizienten CP* von einer höheren Seite zu einer niedrigeren Seite (von darüber nach darunter in 10) und der Schnittpunkt wird als ein Referenzpunkt R (in diesem Fall X/C = 68%) bestimmt.
Wie bereits unter Bezugnahme auf 6 beschrieben worden ist, ist die Position X/C = 68% eine Position, in der die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erhöht werden kann, wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel hinter einer solchen Position angeordnet ist. Um die geeignete Längsposition für die Triebwerksgondel zu bestimmen, wird daher das Druckprofil an der oberen Fläche des Haupttragflügels zuerst in einem Zustand bestimmt, in dem die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, und danach wird der Referenzpunkt R bestimmt, der der Schnittpunkt der Linie des Druckprofils und der Linie des kritischen Druckkoeffizienten CP* ist. Das vordere Ende (Rand) der Triebwerksgondel ist hinter dem Referenzpunkt R angeordnet. Daher ist es möglich, die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zu erhöhen.
Die Position (X/C = 68%) des Referenzpunkts R ist nicht ein universeller Schwellenwert zur Erhöhung der Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD, und im Allgemeinen kann dann, wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel hinter der Position von X/C = 63% angeordnet ist, die um 5% vor dem Referenzpunkt R liegt, die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erhöht werden. Wenn jedoch das vordere Ende der Triebwerksgondel hinter dem Referenzpunkt R (X/D = 68%) liegt, kann die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zuverlässig erhöht werden, um einen weiteren großen Effekt bereitzustellen.
Wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel zu weit hinter dem Referenzpunkt R liegt, kann ein abgebremster Bereich einer durch die Triebwerksgondel erzeugten Hauptströmung nicht der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels überlagert werden und der Effekt der Verhinderung der Erzeugung der Schockwelle wird verringert. Wenn der Durchmesser der Vorderkante des Triebwerksgondelrands durch D_LIP repräsentiert wird, kann dann, wenn die Position eingerichtet wird, die um den Durchmesser D_LIP der Vorderkante des Rands hinter dem Referenzpunkt R liegt, und wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel vor einer derartigen Position angeordnet ist, die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD erhöht werden, um die Erzeugung der Schockwelle zu verhindern. Bei dieser Ausführungsform ist der Durchmesser D_LIP des Rands der Vorderkante 27% der Länge C der Tragflügelsehne und daher kann das vordere Ende der Triebwerksgondel vor der Position von X/C = 95% angeordnet werden.
11 zeigt ein Druckprofil, wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel an einer Position X/C = 80% an der oberen Fäche des Haupttragflügels angeordnet ist, in einem Zustand, in dem die Machzahl M gleich 0,75 ist, der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40 ist und die Position X/C des Referenzpunkts R gleich 68% ist. Wie durch Vergleich mit dem Druckprofil (siehe 10), das ohne Vorsehen der Triebwerksgondel unter denselben Bedingungen erreicht wird, deutlich wird, ist ersichtlich, dass die Unterdruckspitze deutlich abgesenkt wird, wodurch das Unterdruckprofil ein konkaves Profil ist, das zwei Unterdruckspitzen an der vorderen und hinteren Seite aufweist. Im Ergebnis ist der Druckgradient mäßig oder glatt, im Vergleich mit demjenigen in 10, wodurch die Erzeugung der Schockwelle verhindert wird. Man erkennt, dass das durch die gestrichelte Linie in 7 gezeigte Druckprofil (in dem Fall, dass die Triebwerksgondelposition X/C = 75% ist), ebenfalls ein konkaves Profil ist, das zwei Unterdruckspitzen an der vorderen und hinteren Seite aufweist, wie das in 11 gezeigte, und als Ergebnis ist der Druckgradient mäßig oder glatt, wodurch die Erzeugung der Schockwelle verhindert wird. Bei dem konkaven Profil steigt der Unterdruck in der Nähe der vorderen und hinteren Unterdruckspitze an und daher kann ein Absenken des Unterdrucks an dem Mittelabschnitt kompensiert werden, um die Verringerung der Gesamtauftriebskraft zu vermeiden.
12 zeigt ein Druckprofil, wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel an der Position X/C = 85% an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, in einem Zustand, in dem die Machzahl M gleich 0,75 ist, der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40 ist und die Position X/C des Referenzpunkts R gleich 68% ist. Wie durch Vergleich mit 11 deutlich wird, ist die vordere Unterdruckspitze höher und die hintere Unterdruckspitze ist aufgrund der um 5% Nach-hinten-Verlagerung der Position der Triebwerksgondel verschwunden, wodurch ein insgesamt konvexes Profil bereitgestellt wird, das eine Unterdruckspitze an einem Mittelabschnitt aufweist. Im Ergebnis wird ein Bereich mit einem relativ großen Druckgradienten in der Nähe eines Punkts erzeugt, der 60% der Tragflügelsehne entspricht, aber der Druckgradient ist kleiner im Vergleich mit dem Druckgradienten (siehe 10), der bereitgestellt wird, wenn die Triebwerksgondel nicht vorgesehen ist, und das Vorhandensein des Effekts der Veränderung der Schockwelle wird beobachtet.
13 zeigt ein Druckprofil, wenn das vordere Ende der Triebwerksgondel an der Position X/C = 65% an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, in einem Zustand, in dem die Machzahl M gleich 0,75 ist, der Auftriebskoeffizient CL gleich 0,40 ist und die Position X/C des Referenzpunkts R gleich 68% ist. Wie durch Vergleich mit 1 1 deutlich wird, ist ersichtlich, dass eine intensive hintere Unterdruckspitze erzeugt wird anstelle des Verschwindens der vorderen Unterdruckspitze aufgrund der um 15% Nach-vorn-Verlagerung der Triebwerksgondelposition und dass die Schockwelle dort erzeugt wird, um die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD zu verringern.
Der Grund, warum die Erzeugung der Schockwelle gemäß der vorliegenden Erfindung verhindert werden kann, wird im Folgenden betrachtet. Wenn die Triebwerksgondel an der oberen Fläche des Haupttragflügels angeordnet ist, wird ein Lufttrichter zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche der Triebwerksgondel gebildet und die Strömungsgeschwindigkeit der Luftströmung in einem solchen Bereich erhöht sich. Wenn eine Schockwelle an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugt wird, verringert sich hinter der Schockwelle plötzlich die Strömungsgeschwindigkeit. Jedoch kann durch Überlagerung eines Anwachsens der Strömungsgeschwindigkeit durch den Lufttrichter über eine solche Verringerung der gesamte Druckgradient (Geschwindigkeitsprofil) an der oberen Fläche des Haupttragflügels gemäßigt werden und die Erzeugung der Schockwelle und der Anstieg des Wellenwiderstands kann verhindert oder gemäßigt werden, so dass die Strömungswiderstandsemanations-Machzahl M_DD ansteigt.
Daher kann gemäß der vorliegenden Erfindung der Wellenwiderstand verringert werden; ohne die Dicke des Haupttragflügels zu verringern und ohne den positiven Pfeilstellungswinkel des Haupttragflügels zu erhöhen. Daher kann die Reisegeschwindigkeit des Flugzeugs erhöht werden, ohne eine Verschlechterung der Strömungsabrisscharakteristik während des Flugs des Flugzeugs bei einer geringeren Geschwindigkeit mit sich zu bringen und eine Erhöhung des Strukturgewichts mit sich zu bringen und ohne die verbrauchte Treibstoffmenge zu erhöhen. Weiterhin kann ein laminares Strömungstragflächenprofil mit einem geringeren Widerstand verwendet werden, indem der negative Pfeilstellungswinkel des Haupttragflügels verringert wird, und daher kann der Treibstoffverringerungseffekt während Reiseflugs des Flugzeugs weiter erhöht werden.
Die Halterung des Triebwerks an dem Haupttragflügel stellt einen Vorteil bereit, der im Folgenden beschrieben wird, im Vergleich mit dem Fall, wenn das Triebwerk an dem Rumpf gehalten ist. Insbesondere ist es unnötig, eine Struktur zur Halterung des Triebwerks an dem Rumpf vorzusehen und daher kann ein breiter Raum für eine Kabine sichergestellt sein. Ferner kann das Gewicht der Struktur reduziert sein, indem das Triebwerk an dem Haupttragflügel gehalten wird, der ursprünglich eine höhere Steifigkeit besitzt, und das auf den Ansatz des Haupttragflügels durch die Auftriebskraft, die während des Flugs des Flugzeugs bereitgestellt wird, ausgeübte Biegemoment kann mit dem Gewicht des Triebwerks verringert werden, wodurch das Gewicht der Struktur reduziert werden kann.
Die Reduzierung des Wellenwiderstands während des Reiseflugs des Flugzeugs wurde oben beschrieben, aber ein Anstieg der Auftriebskraft während des Startens und des Landens des Flugzeugs kann durch Verwenden des Lufttrichters bereitgestellt werden, der zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche der Triebwerksgondel gebildet wird.
Wie in den 18 und 19 gezeigt ist, sind bewegliche Tragflügelflächen W₁ , W₁ schwenkbar an ihren Vorderkanten an der oberen Fläche des Haupttragflügels W benachbart zu lateral gegenüberliegenden Seiten des Pylons P gelagert. Eine elektrische Steuer/Regeleinheit U steuert/regelt die Betätigung eines Aktuators A auf der Grundlage des Druckprofils an der oberen Fläche des Haupttragflügels W, um die beweglichen Tragflügelflächen W₁ , W₁ zwischen einer Position entlang der oberen Fläche des Haupttragflügels W und einer Position zu verschwenken, in der ihre Hinterkanten im Abstand nach oben von dem Haupttragflügel W entfernt angeordnet sind. Während des Reiseflugs des Flugzeugs sind die beweglichen Flächen W₁ , W₁ in der Position entlang der oberen Fläche des Haupttragflügels W aufgenommen, und während des Starts und des Landens des Flugzeugs sind die bewegbaren Tragflügelflächen W₁ , W₁ an der oberen Fläche des Haupttragflügels erhöht, um eine Querschnittsfläche eines Strömungspfads in dem zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels W und der unteren Fläche der Triebwerksgondel N gebildeten Lufttrichters zu reduzieren. Im Ergebnis wird die Strömungsgeschwindigkeit an der oberen Fläche des Haupttragflügels W erhöht, um den maximalen Auftriebskoeffizienten zu erhöhen, und daher kann die Geschwindigkeit beim Start und bei der Landung erhöht werden.
Das Fluidströmungselement ist nicht auf die Triebwerksgondel N beschränkt, die in der Ausführungsform gezeigt ist, und kann jegliches Element sein, das einen Lufttrichter zwischen dem Fluidelement und der oberen Fläche des Haupttragflügels W bilden kann. Zusätzlich kann der Pylon P an einer Seite des Rumpfs F montiert sein, anstelle dass er an der oberen Fläche des Haupttragflügels W montiert ist.
Obwohl die Ausführungsform der vorliegenden Erfindung im Detail beschrieben worden ist, versteht es sich, dass die vorliegende Erfindung nicht auf die oben beschriebene Ausführungsform beschränkt ist, und verschiedene Modifikationen im Design können gemacht werden, ohne von dem Rahmen der Erfindung, wie sie in den Ansprüchen definiert ist, abzuweichen.

Claims

Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstandes eines Flugzeugs, umfassend Anordnen eines Fluidströmungselements innerhalb der Hauptströmung von Luft an einer Stelle oberhalb der Luftströmung an einer oberen Fläche eines Haupttragflügels des Flugzeugs, wodurch ein Unterdruck an der oberen Fläche des Haupttragflügels des mit einer transsonischen Geschwindigkeit fliegenden Flugzeugs erzeugt wird, und Überlagern einer Luftströmung, die in dem zwischen einer unteren Fläche des Fluidströmungselements und der oberen Fläche des Haupttragflügels definierten Raum beschleunigt worden ist, über die Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels, wodurch die Variationen im Druckgradient an der oberen Fläche des Haupttragflügels reduziert werden, um die Erzeugung einer Schockwelle zu verhindern.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei dann, wenn die Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels Schallgeschwindigkeit erreicht, der Unterdruck als der kritische Druckkoeffizient definiert ist, wobei das Verfahren das Festlegen eines Referenzpunkts an der Tragflügelsehne umfasst, bei dem das Druckprofil an der oberen Fläche des Haupttragflügels von einem Zustand gleich oder größer als der kritische Druckkoeffizient zu einem Zustand kleiner als der kritische Druckkoeffizient verändert wird, und das Anordnen eines vorderen Endes des Fluidströmungselements hinter einer Position umfasst, die um 5% der Länge der Tragflügelsehne vor dem Referenzpunkt liegt.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei das in einer Richtung der Tragflügelsehne an der oberen Fläche des Haupttragflügels durch die Verzögerzug der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugte Druckprofil ein konkaves Unterdruckprofil ist, das zwei Unterdruckspitzen in dem vorderen und hinteren Bereich der Tragflügelsehne aufweist.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei das in einer Richtung der Tragflügelsehne an der oberen Fläche des Haupttragflügels durch die Verzögerzug der Luftströmung an der oberen Fläche des Haupttragflügels erzeugte Druckprofil ein konvexes Unterdruckprofil ist, das eine einzige Unterdruckspitze an in einem mittleren Bereich der Tragflügelsehne aufweist.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidströmungselements und der vorderen Kante des Haupttragflügels in einem Bereich von 68% bis 100% der Länge der Tragflügelsehne liegt.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei der Längsabstand zwischen dem vorderen Ende des Fluidströmungselements und der vorderen Kante des Haupttragflügels in einem Bereich von 75% bis 85% der Länge der Tragflügelsehne liegt.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei der vertikale Abstand zwischen der unteren Fläche des Fluidströmungselements und der oberen Fläche des Haupttragflügels sich mit einem Anstieg des Längsabstands zwischen dem vorderen Ende des Fluidströmungselements und der vorderen Kante des Haupttragflügels verringert.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei das Fluidströmungselement eine im Wesentlichen zylindrische Triebwerksgondel ist, die ein Gasturbinentriebwerk abdeckt.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 8, wobei der vertikale Abstand zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und einer unteren Fläche der Triebwerksgondel im Bereich von 30% bis 100% des Außendurchmessers der Triebwerksgondel beträgt.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 8, wobei die Triebwerksgondel durch einen Pylon getragen ist, der von der oberen Fläche des Haupttragflügels nach oben verläuft.
Verfahren zur Reduzierung des Wellenwiderstands eines Flugzeugs nach Anspruch 1, wobei eine bewegliche Tragflügelfläche an der oberen Fläche des Haupttragflügels vorgesehen ist, derart, dass die bewegliche Tragflügelfläche gehoben und gesenkt werden kann, wodurch der Querschnittsbereich des Strömungspfads in dem zwischen der oberen Fläche des Haupttragflügels und der unteren Fläche des Fluidelements definierte Raum verringert wird, um die Auftriebskraft zu erhöhen, indem die bewegliche Tragflügelfläche während eines Starts und einer Landung des Flugzeugs angehoben wird.