EP2337737A1 - Vorrichtung zum erzeugen von aerodynamischem widerstand an einem luftfahrzeug - Google Patents

Vorrichtung zum erzeugen von aerodynamischem widerstand an einem luftfahrzeug

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EP2337737A1
EP2337737A1 EP09744359A EP09744359A EP2337737A1 EP 2337737 A1 EP2337737 A1 EP 2337737A1 EP 09744359 A EP09744359 A EP 09744359A EP 09744359 A EP09744359 A EP 09744359A EP 2337737 A1 EP2337737 A1 EP 2337737A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
brake flap
passage
aircraft
brake
flap
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP09744359A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Christian Breitsamter
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Technische Universitaet Muenchen
Original Assignee
Technische Universitaet Muenchen
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Filing date
Publication date
Application filed by Technische Universitaet Muenchen filed Critical Technische Universitaet Muenchen
Priority to EP09744359A priority Critical patent/EP2337737A1/de
Publication of EP2337737A1 publication Critical patent/EP2337737A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B64C9/326—Air braking surfaces associated with fuselages
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the invention relates to a device for generating aerodynamic resistance on an aircraft with at least one brake flap, which can be folded out into an air stream flowing in a vertical tail.
  • the invention further relates to an aircraft equipped with the device for generating aerodynamic resistance and to a method for generating aerodynamic resistance.
  • Such an apparatus such an aircraft and such a method are known from the publication BREITSAMTER, C: “Airbrake Induced Fin Buffet Loads on Fighter Aircraft", in: ICAS 2006, 25th International Congress of the Aeronautical Science, 2006.
  • air brakes Airbrakes
  • Such air brakes generally have deployable airbrakes, which serve to abruptly reduce the speed of the aircraft in high-performance aircraft in maneuver over a wide angle of attack range.
  • Such air brakes can cause high structural dynamic loads on the trailing components.
  • peak structural dynamic loads can occur, which are caused by interaction of the aerodynamic excitation by burst front edged vertebrae at higher angles of incidence and by turbulent wakefulness.
  • the flyable area (flight envelope) of high maneuverable aircraft is typically characterized by dynamic aeroelasticity Phenomena such as buffeting, hum (buzz) and flapping of airfoils and tail units are limited.
  • Small wing aerofoils and moderate to high leading edge sweep, as typically used in such aircraft, produce a flow field with ordered leading edge vortexes even at moderate angles of attack.
  • leading edge vortices is intentional, since a distinct increase in lift and an increase in the usable angle of attack range for increasing maneuverability are achieved in contrast to an exclusively applied flow.
  • at higher angles of incidence due to the increasing adversarial pressure gradient, there is a structural change in the vortex core, the vortex burst.
  • a prevailing helical instability causes strong narrow-band velocity and pressure fluctuations. These frequency-specific fluctuations may result, directly or by induction, in shaking phenomena on aircraft or structural components.
  • the transient air forces caused, for example, on the vertical stabilizer typically result in a structural excitation in the modes of the first bend and / or first torsion. Depending on the intensity of the excitation, this may result in a limitation of the fluence for the high angle of attack range.
  • a protective shield for a mounted on a fuselage engine is also known, which can be folded from the fuselage of the aircraft in an air stream flowing to the engine.
  • the shield can also be used as an air brake. In the shield are acted upon with spring force flaps, which are intended to avoid cavitation problems in the engine.
  • the invention is therefore based on the object, a device for generating To provide aerodynamic drag in an airflow flowing into a rudder of an aircraft, which leaves the unreachable area as unimpaired.
  • the invention is further based on the object to provide a corresponding method.
  • a brake flap is used, which is in the tail vane flowing air stream is deployed and provided with at least one passage whose Lekssache transverse to a pivot axis of the brake flap and which serves to increase the pulse of the air in the lee of the brake flap.
  • the thickness of the brake flap decreases from a fuselage close to a fuselage far end. As a result, the bending moments can be kept small towards the fuselage end.
  • the at least one passage is formed by a slit formed in the brake flap, which extends in the longitudinal direction from a Haimpfnahen end to a fumetto end. It has been found that, in particular through slots which extend from a fuselage close to a fuselage end, the structural dynamic load of the vertical stabilizer can be significantly reduced. If the implementation is arranged in the fuselage area of the brake flap, a reduction of the structural dynamic loads of the vertical stabilizer is achieved in the wake of the brake flap, the intensity and the frequency concentration, in particular the periodicity of the pressure fluctuations of the prevailing at high angles of attack axial vortex formation in the high and very high Anstellwinkel Anlagen be weakened.
  • the centered on a longitudinal axis of the brake flap, fuselage passage preferably has a trapezoidal cross-sectional profile
  • the rümpfnahe underside has a width between 0.25 B and 0.35 B of a base width B of the brake flap
  • a hull-distant top of the implementation has a width between 0 , 15 B and 0.2 B of the base width B of the brake flap.
  • Base width B of the brake flap should be understood to mean the width of the brake flap at the end close to the rump.
  • the length L of the implementation should also be between 0.25 L and 0.35 L of the length of the brake flap. It should be noted that the trapezoidal cross-sectional profile can also be rounded.
  • the fuselage and the fuselage end of the implementation may be formed arcuate or niksegementförmig.
  • the structural dynamic load of the vertical stabilizer can be reduced by providing at least two bushings in a region of the brake flap close to the fuselage.
  • the rümpfnahen passages reduce the intensity and the frequency concentration, in particular the periodicity of the pressure fluctuations prevailing at low angles of incidence vortex formation with vertically oriented vortex axes.
  • the bushings preferably have a rectangular cross-section.
  • the width of the bushing is preferably between 0.1 B and 0.2 B of the base width B of the brake flap, while the length L of the implementation is between 0.25 L and 0.35 L of the length of the brake flap.
  • the fuselage is close Feedthrough between 0.15 B and 0.25 B of a base width B of the brake flap offset from the longitudinal axis of the brake flap.
  • the rectangular cross-section of the bushings may also be rounded.
  • the fuselage and the fuselage end of the bushings may be formed arcuate or circular segment.
  • Figure 1 is a front view of a high-performance aircraft with worn-out air brake
  • Figure 2 is a perspective view of a worn-out air brake including the tail acting on a rudder of the high-performance aircraft;
  • Figure 3 is a plan view of the air damper of the air brake
  • Figure 4 is a side view of a rudder with the measurement points used in a measurement
  • Figure 5 is a graph showing the area average pressure fluctuation intensity as a function of angle of attack for the air brake and non-rash cases
  • Figure 6 is a diagram corresponding to Figure 5, illustrating the function of slot-shaped passages in the brake flap
  • FIG. 7 shows a diagram corresponding to FIG. 5, which shows the effect of a fuselage passage in the brake flap
  • Figure 8 is a diagram corresponding to Figure 5, showing the effect of arranged in a fuselage region of the brake flap bushings
  • FIG. 9 shows a diagram with a power spectrum of the pressure fluctuations on the vertical stabilizer when using a brake flap with a hull far and two fuselage near bushings;
  • FIG. 10 shows a diagram with a power spectrum of the pressure fluctuations on the vertical stabilizer when a brake flap with a fuselage passage is used
  • FIG. 11 shows a diagram with a power spectrum of the pressure fluctuations on the vertical stabilizer when using a brake flap with bushing close to the sleeve.
  • FIG. 12 is a graph showing the relative change in the flow resistance coefficient for various embodiments of the brake door.
  • Figure 1 shows a front view of an aircraft 1, which is characterized by particularly high maneuverability.
  • the aircraft 1 has a fuselage 2 and the span determining wings 3, which has a strong sweep.
  • the aircraft 1 may be an aircraft with delta wings.
  • the aircraft 1 further has a vertical stabilizer 4 and an air brake 5 mounted on the upper side of the fuselage 2 and comprising a brake flap 6 which can be folded out into the airflow flowing in the vertical stabilizer 4.
  • a centrally disposed slot-like passage 7 is formed in a fuselage region of the brake flap 6, however, two eccentrically arranged slot-like bushings 8 are provided. The bushings 7 and 8 are thus arranged offset transversely to the longitudinal axis 18.
  • FIG. 1 shows a front view of an aircraft 1, which is characterized by particularly high maneuverability.
  • the aircraft 1 has a fuselage 2 and the span determining wings 3, which has a strong sweep.
  • the aircraft 1 may be an aircraft with delta wings.
  • the aircraft 1 further has a vertical stabilizer 4 and an air
  • the structural vibrations 15 may include both torsion components and bending components.
  • the front side of the brake flap 6, which is flown by the air flow 9, is similar in shape to a truncated cone 17 placed on a rectangular base surface 16 from the outer shape.
  • FIG. 3 shows a plan view of the front side of the brake flap 6 that is flown by the air flow 9. Also in Figure 3, the base 16 and the patch on the base 16 truncated cone 17 can be seen.
  • the brake flap 6 is formed symmetrically with respect to a central longitudinal axis 18. In the region of a fumetto end 19 of the brake flap 6, the bushing 7 is arranged, while the bushings 8 are located in the region of an end 20 near the sleeve.
  • the base 16 of the brake flap 6 has a ready B and a length L.
  • the dimensions of the passage 7 preferably has a trapezoidal shape.
  • the sleeve-side base of the bushing 7 has, in particular, a width in the range between 0.25 B and 0.35 B of the base width B of the brake flap 6, while the width of the fuselage side of the bushing 7 is preferably in the range between 0.15 B and 0, 25 B is located.
  • the length of the passage 7 is preferably in the range between 0.25 L and 0.35 L of the length L of the brake flap 6.
  • the distance of the fuselage end of the through-hole Guide 7 should be between 0.02 L and 0.05 L from the fuselage end.
  • the hull near bushings 8 preferably have a rectangular cross-section with a width between 0.1 B and 0.2 B and a length between 0.25 L and 0.35 L.
  • the hull-side end of the bushings 8 is preferably at a distance to the sheath-near end 20, which is between 0.05 L and 0.1 L.
  • the rümpfnahen bushings 8 between 0.15 and 0.25 B with respect to the longitudinal axis 18 are offset.
  • the near-hull ducts 8 and the hull-distal duct 7 can be rounded in the corners.
  • the rümpfnahen and the finned ends of the bushings 7 and 8 may be formed completely arcuate or circular arc.
  • the exact position and size of the bushings 7 and 8 and possibly also the number of bushings 8 depend on the respective size and design of the brake flap 6, in particular on the expected caster with whirlwind release and the other flows around the fuselage 2 and the wings 3 off.
  • the configuration of the bushings 7 and 8 depends on the desired degree of reduction and the acceptable loss of aerodynamic drag of the brake flap 6. In general, the entire cross-sectional area of the formed in the brake flap 6 should
  • Bushings 7 and 8 should not be greater than 25 percent of the cross-sectional area of the brake flap 6.
  • the loss of aerodynamic drag can be compensated for by increasing the cross-sectional area of the brake flap 6.
  • the relative pressure at one of the measuring locations was converted by reference to the dynamic pressure upstream of the vertical stabilizer 4 into a pressure coefficient as a dimensionless variable. From the time series of the pressure coefficients, the mean value and the standard deviation c prm ⁇ were calculated in the form of the mean square deviation. The value of the standard deviation c prm ⁇ therefore stands for the fluctuation intensity of the pressure coefficient. High values of the standard deviation c prm ⁇ mean a high aerodynamic excitation, which is associated with a high structural dynamic load.
  • FIG. 5 shows a diagram in which the standard deviation C prms is plotted over the angle of attack ⁇ .
  • a load curve 21 indicates the course of the standard deviation c prm ⁇ with the brake flap 6 applied.
  • FIGS. 9 to 11 show diagrams in which the spectral power density Sc p of the pressure coefficient fluctuations at the position P13 on the tail unit 4 is plotted against the reduced frequency k.
  • the reduced frequency is equal to the divided by the flow velocity product of the frequency of Druckbeiwertschwankungen with the reference wing depth of the tail 4.
  • FIG. 9 shows, in particular, a power spectrum 26 of the pressure coefficient fluctuations when using a brake flap without feedthroughs.
  • the power spectrum 26 has fluctuation peaks associated with dominant frequencies
  • a further power spectrum 28 shown in FIG. 9 shows the spectral distribution of the pressure coefficient fluctuations in the case of the brake flap 6 with the hull-near bushings 8 and the finned bushing 7. It can be seen from FIG. 9 that the power spectrum 28 in FIG. 9
  • Range of fluctuation peaks 27 is more than an order of magnitude below the line spectrum 26.
  • the corresponding power spectra 26 and 28 show that not only the overall fluctuation level, but also, above all, the fluctuations associated with the vortex shifts, are accompanied by a dominant frequency. The power peaks in the pressure spectrums associated with a dominant frequency therefore decrease considerably.
  • FIGS. 10 and 11 show further power spectra 29 and 30.
  • the power spectrum 29 in FIG. 10 results when a brake flap is provided with the hull remote passage 7, while the power spectrum 30 shown in Figure 11 results when a brake flap is provided only with the two fuselage through 8. Even in these two cases, there is a significant reduction in the fluctuation peaks 27.
  • the slit-shaped bushings 7 and 8 in the brake flap 6 are to be adapted in size and position to the prevailing geometry of the brake flap 6 and the acting flow conditions, in particular the periodic wake wake-up and the occurrence of split leading edge vertebrae.
  • the relative flow resistance coefficient c wre i is always on the flow resistance coefficient of a
  • a resistance curve 31 indicates the relative change in resistance in the event that only the hull-near bushings 8 are present.
  • Another resistance curve 32 illustrates the case that only the hull-distant bushing 7 is formed in the brake flap.
  • the case of the brake flap 6, which both the fuselage bushings 8 and the fuselage ne passage 7 is represented by a resistance curve 33.
  • the resistance curves 31, 32 and 33 whose accuracy is in the one-percent range, show a change in resistance in the single-digit percentage range. Accordingly, the bushings 7 and 8 do not significantly affect the air resistance that can be achieved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

Ein Luftfahrzeug (1) weist eine stromaufwärts vor einem Seitenleitwerk (4) angeordnete Bremsklappe (6) auf, die in den das Seitenleitwerk (4) anströmenden Luftstrom ausklappbar ist. Zur Verminderung von strukturdynamischen Belastungen des Seitenleitwerks (4) sind in der Bremsklappe (6) Durchführungen (7, 8) ausgebildet.

Description

Beschreibung
Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischem Widerstand an einem Luftfahrzeug
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischem Widerstand an einem Luftfahrzeug mit wenigstens einer Bremsklappe, die in einen ein Seitenleitwerk anströmenden Luftstrom ausklappbar ist.
Die Erfindung betrifft ferner ein mit der Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischem Widerstand ausgestattetes Luftfahrzeug sowie ein Verfahren zum Erzeugen von aerodynamischem Widerstand.
Eine derartige Vorrichtung, ein derartiges Luftfahrzeug und ein derartiges Verfahren sind aus der Veröffentlichung BREITSAMTER, C: "Airbrake Induced Fin Büffet Loads on Figh- ter Aircraft", in: ICAS 2006, 25th International Congress of the Aeronautical Science, 2006 bekannt. In der Veröffentlichung werden Schüttelerscheinungen untersucht, die beim Einsatz von Luftbremsen (Airbrakes) auftreten. Derartige Luftbremsen verfügen im Allgemeinen über ausklappbare Bremsklappen, die dazu dienen, bei Hochleistungsflugzeugen im Manöverflug über einen weiten Anstellwinkelbereich die Geschwindigkeit des Flugzeugs abrupt zu verringern. Derartige Luftbremsen können hohe strukturdynamische Belastungen an den im Nachlauf befindlichen Komponenten hervorrufen. Insbesondere bei einer zentral, stromauf des Seitenleitwerks angeordne- ten Luftbremse können strukturdynamische Spitzenbelastungen auftreten, die durch ein Zusammenwirken der aerodynamischen Anregung durch aufgeplatzte Vorderkantenwirbel bei höheren Anstellwinkeln und durch turbulente Nachläufe hervorgerufen werden.
Der erfliegbare Bereich (Flugenveloppe) hochmanövrierfähiger Flugzeuge wird typischerweise durch dynamische aeroelastische Phänomene wie Schüttelerscheinungen (buffeting) , Brummen (buzz) und Flattern von Tragflügeln und Leitwerken begrenzt. Tragflügel oder Flügelkomponenten kleiner Streckung und mäßiger bis hoher Vorderkantenpfeilung, wie sie typischerwei- se bei derartigen Flugzeugen Verwendung finden, erzeugen schon bei mäßigen Anstellwinkel ein Strömungsfeld mit geordneten Vorderkantenwirbeln. Die Bildung von Vorderkantenwirbeln ist einerseits gewollt, da gegenüber einer ausschließlich anliegenden Strömung ein deutlicher Auftriebsgewinn sowie eine Erhöhung des nutzbaren Anstellwinkelbereichs zur Steigerung der Manövrierfähigkeit erzielt werden. Andererseits kommt es bei höheren Anstellwinkeln aufgrund des steigenden adversen Druckgradienten zu einer Strukturveränderung im Wirbelkern, dem Wirbelaufplatzen. Dies äußert sich in einer abrupten Erweiterung des Wirbelkernquerschnitts verbunden mit einer stromab des Aufplatzpunkts hochturbulenten Strömung. Eine dabei vorherrschende spiralförmige Instabilität bewirkt starke engbandige Geschwindigkeits- und Druckfluktuationen. Diese frequenzspezifischen Fluktuationen können direkt oder durch Induktion zu Schüttelerscheinungen an Flugzeug- oder Strukturkomponenten führen. Die beispielsweise am Seitenleitwerk hervorgerufenen instationären Luftkräfte führen typischerweise zu einer Strukturanregung in den Moden der ersten Biegung und/oder ersten Torsion. Je nach Anregungsintensität kann dies eine Begrenzung der Flugenve- loppe für den Bereich hoher Anstellwinkel zur Folge haben.
Aus der US 41 65 849 ist ferner ein Schutzschild für ein an einem Rumpf angebrachtes Triebwerk bekannt, das vom Rumpf des Flugzeugs aus in einen das Triebwerk anströmenden Luftstrom ausklappbar ist. Das Schutzschild kann auch als Luftbremse verwendet werden. In dem Schutzschild sind mit Federkraft beaufschlagte Klappen ausgebildet, die dazu dienen sollen, Kavitationsprobleme im Triebwerk zu vermeiden.
Ausgehend von diesem Stand der Technik liegt der Erfindung daher die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischem Widerstand in einem ein Seitenleitwerk eines Luftfahrzeugs anströmenden Luftstrom zu schaffen, das den erfliegbaren Bereich möglichst unbeeinträchtigt lässt. Der Erfindung liegt ferner die Aufgabe zugrunde, ein entsprechen- des Verfahren zu schaffen.
Diese Aufgaben werden durch eine Vorrichtung und ein Verfahren mit den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche gelöst. In davon abhängigen Ansprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen angegeben.
Bei der Vorrichtung und dem Verfahren wird eine Bremsklappe verwendet, die in den das Seitenleitwerk anströmenden Luftstrom ausklappbar ist und mit wenigstens einer Durchführung versehen ist, deren Längsache quer zu einer Schwenkachse der Bremsklappe verläuft und die der Impulserhöhung der Luft im Windschatten der Bremsklappe dient. Versuche haben gezeigt, dass sich durch derartige Durchführungen die Turbulenzen im Nachlauf der Bremsklappe herabsetzen und die periodischen Wirbelablösungen verringern lassen. Dadurch können die strukturdynamischen Belastungen des Seitenleitwerks gering gehalten werden, so dass der erfliegbare Bereich durch das Ausfahren der Bremsklappe kaum eingeschränkt wird.
Bei einer Ausführungsform der Vorrichtung nimmt die Dicke der Bremsklappe von einem rumpfnahen zu einem rumpffernen Ende hin ab. Dadurch können die Biegemomente zum rümpffernen Ende hin klein gehalten werden.
Bei einer weiteren Ausführungsform ist die wenigstens eine Durchführung von einem in der Bremsklappe ausgebildeten Schlitz gebildet, der in Längsrichtung von einem rümpfnahen Ende zu einem rümpffernen Ende verläuft. Es hat sich gezeigt, dass sich insbesondere durch Schlitze, die sich von einem rumpfnahen Ende zu einem rumpffernen Ende erstrecken, die strukturdynamische Belastung des Seitenleitwerks erheblich reduzieren lässt. Wenn die Durchführung im rümpffernen Bereich der Bremsklappe angeordnet ist, wird im hohen und sehr hohen Anstellwinkelbereich eine Abmilderung der strukturdynamischen Belastungen des Seitenleitwerks erreicht, indem im Nachlauf der Bremsklappe die Intensität und die Frequenzkonzentration, insbesondere die Periodizität der Druckschwankungen der bei hohen Anstellwinkeln vorherrschenden axialen Wirbelbildung abgeschwächt werden. Die auf eine Längsachse der Bremsklappe zentrierte, rümpfferne Durchführung weist dabei vorzugsweise ein trapezförmiges Querschnittsprofil auf, dessen rümpfnahe Unterseite eine Breite zwischen 0,25 B und 0,35 B einer Basisbreite B der Bremsklappe beträgt, während eine rümpfferne Oberseite der Durchführung eine Breite zwischen 0,15 B und 0,2 B der Basisbreite B der Bremsklappe aufweist. Unter Basisbreite B der Bremsklappe soll dabei die Breite der Bremsklappe am rümpfnahen Ende verstanden werden. Die Länge L der Durchführung soll ferner zwischen 0,25 L und 0,35 L der Länge der Bremsklappe liegen. Es sei angemerkt, dass das trapezförmige Querschnittsprofil auch verrundet sein kann.
Insbesondere können das rumpfferne und das rumpfnahe Ende der Durchführung bogenförmig oder kreissegementförmig ausgebildet sein.
Bei kleineren Anstellwinkeln lässt sich dagegen die strukturdynamische Belastung des Seitenleitwerks verringern, indem in einem rumpfnahen Bereich der Bremsklappe wenigstens zwei Durchführungen vorgesehen werden. Die rümpfnahen Durchführungen verringern die Intensität und die Frequenzkonzentration, insbesondere die Periodizit der Druckschwankungen der bei kleinen Anstellwinkeln vorherrschenden Wirbelbildung mit vertikal ausgerichteten Wirbelachsen. Die Durchführungen weisen vorzugsweise einen rechteckförmigen Querschnitt auf. Die Breite der Durchführung beträgt dabei vorzugsweise zwi- sehen 0,1 B und 0,2 B der Basisbreite B der Bremsklappe, während die Länge L der Durchführung zwischen 0,25 L und 0,35 L der Länge der Bremsklappe beträgt. Ferner ist die rumpfnahe Durchführung zwischen 0,15 B und 0,25 B einer Basisbreite B der Bremsklappe gegenüber der Längsachse der Bremsklappe versetzt. Es sei angemerkt, dass der rechteckförmige Querschnitt der Durchführungen auch verrundet sein kann. Insbe- sondere kann das rumpfnahe und das rumpfferne Ende der Durchführungen bogenförmig oder kreissegmentförmig ausgebildet sein.
Weitere Vorteile und Eigenschaften der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung hervor, in der Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung im Einzelnen erläutert werden. Es zeigen:
Figur 1 eine Vorderansicht eines Hochleistungsflugzeugs mit ausgeschlagener Luftbremse;
Figur 2 eine perspektivische Ansicht einer ausgeschlagenen Luftbremse einschließlich dem auf ein Seitenleitwerk des Hochleistungsflugzeugs wirkenden Nachlauf;
Figur 3 eine Aufsicht auf die Bremsklappe der Luftbremse;
Figur 4 eine Seitenansicht eines Seitenleitwerks mit den bei einer Messung verwendeten Messpunkten;
Figur 5 ein Diagramm, in das die flächengemittelte Druckschwankungsintensität als Funktion des Anstellwinkels für die Fälle mit und ohne Ausschlag der Luftbremse dargestellt ist;
Figur 6 ein Figur 5 entsprechendes Diagramm, das die Funktion von schlitzförmigen Durchführungen in der Bremsklappe veranschaulicht;
Figur 7 ein Figur 5 entsprechendes Diagramm, das die Wirkung einer rümpffernen Durchführung in der Brems - klappe zeigt; Figur 8 ein Figur 5 entsprechendes Diagramm, das die Wirkung von in einem rumpfnahen Bereich der Bremsklappe angeordneten Durchführungen zeigt; und
Figur 9 ein Diagramm mit einem Leistungsspektrum der Druckschwankungen am Seitenleitwerk bei Einsatz einer Bremsklappe mit einer rumpffernen und zwei rumpfnahen Durchführungen;
Figur 10 ein Diagramm mit einem Leistungsspektrum der Druckschwankungen am Seitenleitwerk bei Einsatz einer Bremsklappe mit einer rümpffernen Durchführung;
Figur 11 ein Diagramm mit einem Leistungsspektrum der Druckschwankungen am Seitenleitwerk bei Einsatz einer Bremsklappe mit rümpfnahen Durchführung; und
Figur 12 ein Diagramm, das die relative Änderung des Strö- mungswiderstandskoeffizienten für verschiedene Ausführungen der Bremsklappe zeigt .
Figur 1 zeigt eine Vorderansicht eines Flugzeugs 1, das sich durch besonders hohe Manövrierfähigkeit auszeichnet. Das Flugzeug 1 weist einen Rumpf 2 und die Spannweite bestimmende Tragflügel 3 auf, der über eine starke Pfeilung verfügt. Insbesondere kann es sich bei dem Flugzeug 1 um ein Flugzeug mit Deltaflügeln handeln. Das Flugzeug 1 verfügt ferner über ein Seitenleitwerk 4 und eine auf der Oberseite des Rumpfes 2 angebrachte Luftbremse 5, die eine Bremsklappe 6 umfasst, die in den das Seitenleitwerk 4 anströmenden Luftstrom ausklappbar ist. In einen rümpffernen Bereich der Bremsklappe 6 ist eine mittig angeordnete schlitzartige Durchführung 7 ausgebildet. In einem rumpfnahen Bereich der Bremsklappe 6 sind dagegen zwei außermittig angeordnete schlitzartige Durchführungen 8 vorgesehen. Die Durchführungen 7 und 8 sind somit quer zur Längsache 18 versetzt angeordnet. Figur 2 zeigt eine perspektivische Ansicht der um eine Schwenkachse A ausgeklappten Bremsklappe 6, die von einer Luftströmung 9 mit Anströmgeschwindigkeit u∞ entlang einer Längsachse 10 angeströmt wird. Dabei lösen sich an Außenkanten 11 der Bremsklappe 6 Luftwirbel 12 ab, die einen turbulenten Nachlauf 13 bilden und zu Schwankungen 14 der Geschwindigkeit und des Drucks im Nachlauf 13 führen. Durch die Schwankungen 14 können Strukturschwingungen im Seitenleitwerk 4 angeregt werden. Die Strukturschwingungen 15 können sowohl Torsionskomponenten als auch Biegekomponenten enthalten.
Es sei angemerkt, dass die von der Luftströmung 9 angeströmte Vorderseite der Bremsklappe 6 von der äußeren Form her einem auf eine rechteckige Grundfläche 16 aufgesetzten Kegelstumpf 17 gleicht.
In Figur 3 ist eine Aufsicht auf die von der Luftströmung 9 angeströmte Vorderseite der Bremsklappe 6 dargestellt. Auch in Figur 3 ist die Grundfläche 16 und der auf die Grundfläche 16 aufgesetzte Kegelstumpf 17 erkennbar. Die Bremsklappe 6 ist bezüglich einer mittigen Längsachse 18 symmetrisch ausgebildet. Im Bereich eines rümpffernen Endes 19 der Bremsklappe 6 ist die Durchführung 7 angeordnet, während sich die Durch- führungen 8 im Bereich eines rümpfnahen Endes 20 befinden.
Die Grundfläche 16 der Bremsklappe 6 weist eine Bereite B und eine Länge L auf. Die Abmessungen der Durchführung 7 weist vorzugsweise eine trapezförmige Gestalt auf. Die rümpfseitige Basis der Durchführung 7 weist insbesondere eine Breite im Bereich zwischen 0,25 B und 0,35 B der Basisbreite B der Bremsklappe 6 auf, während die Breite der rümpffernen Seite der Durchführung 7 vorzugsweise im Bereich zwischen 0,15 B und 0,25 B liegt. Die Länge der Durchführung 7 liegt vorzugs- weise im Bereich zwischen 0,25 L und 0,35 L der Länge L der Bremsklappe 6. Der Abstand des rümpffernen Endes der Durch- führung 7 sollte zwischen 0,02 L und 0,05 L vom rümpffernen Ende entfernt sein.
Die rumpfnahen Durchführungen 8 weisen bevorzugt einen recht- eckförmigen Querschnitt auf mit einer Breite zwischen 0,1 B und 0,2 B und einer Länge zwischen 0,25 L und 0,35 L. Das rumpfseitige Ende der Durchführungen 8 ist vorzugsweise in einem Abstand zum rümpfnahen Ende 20 angeordnet, der zwischen 0,05 L und 0,1 L liegt. Aus konstruktiven Gründen kann es auch erforderlich sein, die Durchführungen 8 in einem Abstand von bis zu 0,3 L vom rümpfnahen Ende 20 anzuordnen. Ferner sind die rümpfnahen Durchführungen 8 zwischen 0,15 und 0,25 B bezüglich der Längsachse 18 versetzt.
Es sei angemerkt, dass die rümpfnahen Durchführungen 8 und die rumpfferne Durchführung 7 in den Ecken verrundet sein können. Insbesondere können die rümpfnahen und die rümpffernen Enden der Durchführungen 7 und 8 vollständig bogenförmig oder kreisbogenförmig ausgebildet sein.
Die exakte Position und Größe der Durchführungen 7 und 8 sowie gegebenenfalls auch die Anzahl der Durchführungen 8 hängen von der jeweiligen Größe und Gestaltung der Bremsklappe 6, insbesondere von dem zu erwartenden Nachlauf mit Wir- belablösung sowie der sonstigen Strömungen um den Rumpf 2 und die Tragflächen 3 ab. Außerdem hängt die Konfiguration der Durchführungen 7 und 8 von dem gewünschten Grad der Abminderung und der hinnehmbaren Einbuße an aerodynamischem Widerstand der Bremsklappe 6 ab. In der Regel sollte die gesamte Querschnittsfläche der in der Bremsklappe 6 ausgebildeten
Durchführungen 7 und 8 nicht größer als 25 Prozent der Querschnittsfläche der Bremsklappe 6 sein. Gegebenenfalls kann die Einbuße an aerodynamischem Widerstand durch eine Vergrößerung der Querschnittsfläche der Bremsklappe 6 ausgeglichen werden. Zur Quantifizierung der aerodynamischen Anregungen wurden Zeitreihen der Druckdifferenz zwischen dem Druck am Messort und dem Umgebungsdruck an verschiedenen Positionen des Seitenleitwerks 4 durch instationäre Drucksensoren aufgenommen. Die Positionierung der Drucksensoren ist in Figur 4 dargestellt. Das verwendete Windkanalmodel wurde mit insgesamt achtzehn Drucksensoren ausgestattet. Die Drucksensoren wurden an gegenüberliegenden Orten auf beiden Seiten des Seitenleitwerks 4 angeordnet. Die Messorte sind Figur 4 durch die Positionen Pl bis P17 gekennzeichnet. Der relative Druck an einem der Messorte wurde durch Bezug auf den Staudruck vor dem Seitenleitwerk 4 in einen Druckbeiwert als dimensionslose Größe umgerechnet. Aus den Zeitreihen der Druckbeiwerte wurde der Mittelwert und die Standardabweichung cprmΞ in Form der mittleren quadratischen Abweichung berechnet. Der Wert der Standabweichung cprmΞ steht daher für die Schwankungsintensität des Druckbeiwerts. Hohe Werte der Standardabweichung cprmΞ bedeuten eine hohe aerodynamische Anregung, was mit einer hohen strukturdynamischen Belastung verbunden ist.
Figur 5 zeigt ein Diagramm, in dem die Standardabweichung Cprms über den Anstellwinkel α aufgetragen ist. Eine Belastungskurve 21 zeigt den Verlauf der Standardabweichung cprmΞ bei angelegter Bremsklappe 6 an. Eine weitere Belastungskurve 22 veranschaulicht den Verlauf der Standardabweichung cprmΞ bei einer um einen Ausschlagwinkel ηΑB = 60° ausgeklappten
Bremsklappe, deren Form der Form der Bremsklappe 6 entspricht, die aber keine Durchführungen 7 und 8 aufweist. Bis zu einem Anstellwinkel von etwa α ~ 10° liegt die Belastungs- kurve 22 um einen konstanten Wert oberhalb der Belastungskurve 21. Oberhalb eines Anstellwinkel von etwa α ~ 10° steigt die Belastungskurve 22 signifikant an und erreicht bei einem Anstellwinkel von etwa α ~ 24° ein absolutes Maximum. Mit weiter steigendem Anstellwinkel α fällt die Belastungskurve 22 steil ab, bevor die Belastungskurve 22 der Belastungskurve 21 folgend erneut ansteigt. In Figur 6 ist nunmehr neben der Belastungskurve 21 und der Belastungskurve 22 eine weitere Belastungskurve 23 eingezeichnet, die den Verlauf der Standardabweichung cpmrΞ bei Verwendung der Bremsklappe 6 mit den Durchführungen 7 und 8 wiedergibt. Ein Vergleich der Belastungskurven 22 und 23 zeigt, dass die Belastung aufgrund der Durchführungen 7 und 8 über den gesamten Anstellwinkelbereich wesentlich verringert wird. Im Mittel beträgt die Abminderung etwa 30 bis 40 Prozent. Dementsprechend werden auch die strukturdynamischen Belastungen des Seitenleitwerks 4 verringert.
Durch die spezifische Konfiguration der Durchführungen 7 und 8 ist es auch möglich, die Abminderungen der aerodynamischen Anregung auf unterschiedliche Anstellwinkelbereiche abzustim- men, die jeweils unterschiedlichen Strömungsformen des Nachlaufs 13 der Bremsklappe 6 zugeordnet werden können. Im hohen und sehr hohen Anstellwinkelbereich, insbesondere bei α > 12°, bewirkt die Impulserhöhung mittels der oberen Durchführung 7 eine Abminderung, da hier eine axial gerichtete Wir- belströmung vorherrscht. Diese resultiert aus den mit zunehmenden Anstellwinkel α immer geringeren effektiven Anströmwinkel an den Außenkanten 11 der Bremsklappe 6. Um dies zu verdeutlichen, ist in Figur 7 eine weitere Belastungskurve 24 eingezeichnet, die den Verlauf der Standardabweichung cprmΞ für den Fall angibt, dass eine Bremsklappe verwendet wird, die lediglich mit einer der Durchführung 7 entsprechenden Durchführung versehen ist. Anhand Figur 7 ist deutlich erkennbar, dass durch die Durchführung 7 insbesondere eine Abminderung im hohen und sehr hohen Anstellwinkelbereich erzielt wird.
Im niedrigen und mäßigen Anstellwinkelbereich, insbesondere bei Anstellwinkel bis α ~ 12° herrscht dagegen eine periodische Wirbelablösung mit vertikal gerichteten Wirbelachsen vor, wie es dem Nachlauf 13 eines stumpfen Körpers entspricht. Die mit dieser Form des Nachlaufs 13 verbundene dynamische Anregung kann durch die zwei schlitzförmigen Durchführungen 8 abgemindert werden. Diese Abminderung lässt sich anhand Figur 8 und der dort dargestellten Belastungskurve 25 deutlich erkennen.
Neben den in den Figuren 5 bis 8 dargestellten Belastungskurven sind auch die Leistungsspektren der Druckbeiwertsschwan- kungen von Interesse. Die Figuren 9 bis 11 enthalten Diagramme, in denen die spektrale Leistungsdichte Scp der DruckbeiwertSchwankungen an der Position P13 am Leitwerk 4 gegen die reduzierte Frequenz k aufgetragen ist. Die reduzierte Frequenz ist dabei gleich dem durch die Anströmgeschwindigkeit geteilten Produkt der Frequenz der Druckbeiwertschwankungen mit der Bezugsflügeltiefe des Leitwerks 4. Der Anstellwinkel α beträgt dabei jeweils 10° und der Ausschlagwinkel ηAB = 60°.
Figur 9 zeigt insbesondere ein Leistungsspektrum 26 der Druckbeiwertsschwankungen bei einer Verwendung einer Brems - klappe ohne Durchführungen. Das Leistungsspektrum 26 weist mit dominierenden Frequenzen verknüpfte Fluktuationsspitzen
27 auf. Ein weiteres in Figur 9 dargestelltes Leistungsspektrum 28 zeigt die spektrale Verteilung der Druckbeiwertschwankungen in dem Fall der Bremsklappe 6 mit den rumpfnahen Durchführungen 8 und der rümpffernen Durchführung 7. Anhand Figur 9 ist erkennbar, dass das Leistungsspektrum 28 im
Bereich der Fluktuationsspitzen 27 mehr als eine Größenordnung unterhalb des Leitungsspektrums 26 liegt. Die korrespondierenden Leistungsspektren 26 und 28 belegen, dass nicht nur das Schwankungsniveau insgesamt, sondern vor allem auch die mit den Wirbelablösungen verbundenen, mit einer dominierenden Frequenz einhergehenden Fluktuationen deutlich abgemindert werden. Die einer dominierenden Frequenz zugeordneten Leistungsspitzen in den Druckspektren verringern sich daher erheblich.
In den Figuren 10 und 11 sind weitere Leistungsspektren 29 und 30 dargestellt. Das Leistungsspektrum 29 in Figur 10 ergibt sich, wenn eine Bremsklappe mit der rumpffernen Durchführung 7 versehen wird, während sich das in Figur 11 dargestellte Leistungsspektrum 30 ergibt, wenn eine Bremsklappe nur mit den beiden rumpfnahen Durchführungen 8 versehen ist. Auch in diesen beiden Fällen ergibt sich eine signifikante Abminderung der Fluktuationsspitzen 27.
Es sei angemerkt, dass die Abminderung der Fluktuationsspitzen 27 bei größeren Anstellwinkeln ηΑB noch stärker ausge- prägt ist.
Durch die Verwendung der schlitzförmigen Durchführungen 7 und 8 in der Bremsklappe 6 kann demnach die aerodynamische Anregung an den im Nachlauf 13 befindlichen Strukturelementen bei Hochleistungsflugzeugen wesentlich vermindert werden. Die schlitzförmigen Durchführungen 7 und 8 der Bremsklappe 6 sind dabei in ihrer Größe und Position an die vorherrschende Geometrie der Bremsklappe 6 und die einwirkenden Strömungs- verhältnisse, insbesondere dem periodischen Wirbelnachlauf und das Auftreten von aufgeplatzten Vorderkantenwirbeln anzupassen.
Die durch mit dem Vorsehen der Durchführungen 7 und 8 verknüpfte Verringerung des Luftwiderstands ist gering, wie von Figur 12 abgelesen werden kann. In Figur 12 ist die relative Veränderung des Strömungswiderstandskoeffizienten cw in Abhängigkeit vom Anstellwinkel α bei einer um einen Ausschlagwinkel ^AB = 60° ausgeklappten Bremsklappe 6 dargestellt. Der relative Strömungswiderstandskoeffizient cwrei ist dabei immer auf den Strömungswiderstandskoeffizienten einer
Bremsklappe ohne Durchführungen bezogen. Eine Widerstandskurve 31 gibt dabei die relative Widerstandsänderung für den Fall wieder, dass lediglich die rumpfnahen Durchführungen 8 vorhanden sind. Eine weitere Widerstandskurve 32 veranschau- licht den Fall, dass nur die rümpfferne Durchführung 7 in der Bremsklappe ausgebildet ist. Der Fall der Bremsklappe 6, die sowohl die rumpfnahen Durchführungen 8 als auch die rumpffer- ne Durchführung 7 aufweist, wird durch eine Widerstandskurve 33 wiedergegeben. Die Widerstandskurven 31, 32 und 33, deren Genauigkeit im Ein-Prozentbereich liegen, zeigen eine Widerstandsänderung im einstelligen Prozentbereich. Demnach beein- trächtigen die Durchführungen 7 und 8 den erzielbaren Luftwiderstand nicht wesentlich.
Abschließend sei noch darauf hingewiesen, dass Merkmale und Eigenschaften, die im Zusammenhang mit einem bestimmten Ausführungsbeispiel beschrieben worden sind, auch mit einem anderen Ausführungsbeispiel kombiniert werden können, außer wenn dies aus Gründen der Kompatibilität ausgeschlossen ist.
Schließlich wird noch darauf hingewiesen, dass in den Ansprü- chen und in der Beschreibung der Singular den Plural einschließt, außer wenn sich aus dem Zusammenhang etwas anderes ergibt. Insbesondere wenn der unbestimmte Artikel verwendet wird, ist sowohl der Singular als auch der Plural gemeint.

Claims

Patentansprüche
1. Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischen Widerstand an einem Luftfahrzeug mit wenigstens einer Bremsklappe (6), die in einen ein Seitenleitwerk anströmmenden Luftstrom ausklappbar ist, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die wenigstens eine Bremsklappe (6) mit wenigstens einer schlitzartigen Durchführung (7, 8) versehen ist, deren Längs- achse quer zu einer Schwenkachse (A) der Bremsklappe (6) verläuft und die der Impulserhöhung der Luft im Windschatten der Bremsklappe (6) dient.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Dicke der Bremsklappe (6) von einem rümpfnahen Ende (20) zu einem rümpffernen Ende (19) abnimmt.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die wenigstens eine Durchführung (7, 8) von einem in der Bremsklappe (6) ausgebildeten Schlitz gebildet ist, der entlang einer Längsachse (18) von einem rumpfnahen Ende (20) zu einem rümpffernen Ende (19) verläuft.
4. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2 d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s eine Durchführung (7) im rümpffernen Bereich der Bremsklappe (6) angeordnet ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die rümpfferne Durchführung (7) auf eine Längsachse (18) der Bremsklappe (6) zentriert ist.
6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Durchführung (7) im rümpffernen Bereich der Bremsklappe (6) ein trapezförmiges Querschnittsprofil aufweist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s eine rümpfnahe Unterseite der Durchführung (7) eine Breite zwischen 0,25 B und 0,35 B einer Basisbreite B der Bremsklappe (6) und eine rümpfferne Oberseite der Durchführung (7) eine Breite zwischen 0,15 B und 0,2 B der Basisbreite B der Bremsklappe (6) aufweist und dass die Länge der Durchführung zwischen 0,25 L und 0,35 L der Länge L der Bremsklappe (6) beträgt .
8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s wenigstens eine Durchführung (8) im rümpfnahen Bereich der Bremsklappe (6) angeordnet ist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Bremsklappe (6) in einem rümpfnahen Bereich wenigstens zwei Durchführungen (8) aufweist.
10. Vorrichtung nach Anspruch 8 oder 9, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die rümpfnahe Durchführung (8) gegenüber einer Längsache (18) der Bremsklappe (6) versetzt angeordnet sind.
11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 10, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die rümpfnahe Durchführung zwischen 0,15 B und 0,25 B einer Basisbreite B der Bremsklappe (6) gegenüber der Längsachse (18) der Bremsklappe (6) versetzt ist.
12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 11, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Durchführungen (8) einen rechteckförmigen Querschnitt aufweisen und dass eine Breite einer Durchführung (8) zwischen 0,1 B und 0,2 B der Basisbreite B der Bremsklappe (6) liegt und dass eine Länge der Durchführung (8) zwischen 0,25 L und 0,35 L der Länge der Bremsklappe (6) beträgt.
13. Luftfahrzeug mit einer Vorrichtung zum Erzeugen von aerodynamischen Widerstand mithilfe einer Bremsklappe (6), die in einen das Luftfahrzeug umgebenden Luftstrom ausklapp- bar ist d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s die Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12 ausgestaltet ist.
14. Luftfahrzeug nach Anspruch 13. d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s sich eine entlang der Längsachse (10) des Luftfahrzeugs erstreckende Symmetrieebene der Bremsklappe (6) mit eine sich entlang der Längsachse (10) des Luftfahrzeugs erstreckenden Symmetrieebene des Seitenleitwerks (4) deckt.
15. Verfahren zum Erzeugen von aerodynamischen Widerstand an einem Luftfahrzeug, bei dem eine Bremsklappe in einen ein Seitenleitwerk anströmenden Luftstrom ausgeklappt wird, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , d a s s eine Bremsklappe einer Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12 ausgeklappt wird.
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