EP2536626A1

EP2536626A1 - Anordnung von aerodynamischen hilfsflächen für ein luftfahrzeug

Info

Publication number: EP2536626A1
Application number: EP11704576A
Authority: EP
Inventors: Peter Kreuzer; Sven Schaber; Iris Goldhahn
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2010-02-19
Filing date: 2011-02-08
Publication date: 2012-12-26
Also published as: CN102762454A; WO2011101275A1; US9038950B2; CN102762454B; US20130001362A1; CA2790189C; WO2011101275A4; CA2790189A1; DE102010008623A1

Abstract

Eine Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen ist dazu eingerichtet, an einer Unterseite eines Flugzeugs angeordnet zu werden und weist ferner eine Längsachse (32) und mindestens eine aerodynamische Hilfsfläche (20) auf, wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20) in einem seitlichen Versatz zu der Längsachse (32) positioniert ist und wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20) dazu eingerichtet ist, bei Anströmung durch Luft Wirbel zu erzeugen. Dadurch können Wirbel ausgeglichen werden, die durch die Formgebung des Flugzeugs verursacht werden, so dass die Richtungsstabilität des Flugzeugs gesteigert und der aerodynamische Widerstand gesenkt werden kann.

Description

Anordnung von aerodynamischen Hilfsflächen für ein Luftfahrzeug

BEZUG AUF ZUGEHÖRIGE ANMELDUNGEN

Die vorliegende Anmeldung beansprucht die Priorität der US Provisional

Patentanmeldung Nr. 61/306,187, eingereicht am 19. Februar 2010 und der deutschen Patentanmeldung Nr. 10 2010 008 623.1, eingereicht am

19. Februar 2010, deren Inhalte hierin durch Referenz inkorporiert werden.

TECHNISCHES GEBIET

Die Erfindung betrifft eine Anordnung von aerodynamischen Hilfsflächen für ein Luftfahrzeug. Insbesondere betrifft die Erfindung eine Anordnung von

aerodynamischen Hilfsflächen für ein Flugzeug, ein Flugzeug mit mindestens einer aerodynamischen Hilfsfläche, sowie die Verwendung derartiger aerodynamischer Hilfsflächen an einem Flugzeug.

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Luftfahrzeuge verschiedenster Art besitzen zur Senkung des Treib Stoffverbrauchs und zur Verbesserung der Flugeigenschaften häufig eine aerodynamisch optimierte Form. Luftfahrzeuge mit relativ hohen Reisegeschwindigkeiten weisen dabei üblicherweise eine eher längliche Form auf, während jedoch auch Fiuggeräte existieren, die trotz relativ hoher zu erreichender Reisegeschwindigkeit eine aerodynamisch nicht für alle Belange optimierte Form aufweisen. Dies könnte mitunter bei Transportflugzeugen der Fall sein, die neben der Transportfunktion auch eine besonders leichte Zugänglichkeit des Frachtraums erfüllen müssen und etwa ein hochgezogenes Rumpfheck mit einer Öffnungsklappe aufweisen, so dass sperrige Güter, Fahrzeuge und dergleichen leicht in den Rumpf des Flugzeugs einbringbar sind. Derartige Flugzeuge besitzen teilweise ein Fahrwerk, welches seitlich des eigentlichen Rumpfs unter auswärts gerichteten Fahrwerksverkleidungen angeordnet ist. Derartige ausgewölbte Formen an einer Rumpfunterseite werden in Fachkreisen auch mit dem Begriff "Sponson" bezeichnet, der ursprünglich aus dem Schiffbau stammt.

Bei Transportflugzeugen mit hochgezogenem Rumpfheck entstehen im Flug üblicherweise zwei ausgeprägte Hauptwirbel mit relativ großer Intensität im

Rumpfheckbereich. Weist das Flugzeug zusätzlich oben genannte in die Strömung stehende Sponsons auf, entstehen zusätzliche, sich beispielsweise gegenläufig zu den bereits genannten zwei Hauptwirbeln drehende Wirbel, was in Kombination mit den Hauptwirbeln zu einem komplexen Wirbelsystem führt. Die direkte Konsequenz hieraus kann besonders eine Verschlechterung der Richtungsstabilität sein und eine Erhöhung des aerodynamischen Widerstands mit sich führen.

US 5,069,402 zeigt ein Transportflugzeug mit hochgezogenem Rumpfheck, bei dem Wirbelgeneratoren an einer Unterseite des hochgezogenen Rumpfhecks in einem durch die Hauptwirbel beaufschlagten Bereich angeordnet sind, um den

aerodynamischen Widerstand des Transportflugzeugs zu reduzieren.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG Eine Aufgabe der Erfindung ist, eine Anordnung anzugeben, mit der die

Richtungsstabilität eines Luftfahrzeugs verbessert werden kann. Eine weitere Aufgabe der Erfindung könnte darin liegen, zusätzlich den aerodynamischen Widerstand des Luftfahrzeugs zu reduzieren.

Es werden eine Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen für ein Luftfahrzeug, die Verwendung einer aerodynamischen Hilfsfläche an einem Luftfahrzeug und ein Luftfahrzeug gemäß den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche angegeben.

Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen,

Die beschriebenen Ausführungsbeispiele betreffen gleichermaßen die Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen, die Verwendung und das Luftfahrzeug. Mit anderen Worten lassen sich auch im Folgenden beispielsweise im Hinblick auf die aerodynamischen Hilfsflächen genannten Merkmale für die Verwendung oder in dem Luftfahrzeug umsetzen, und umgekehrt.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist eine Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen angegeben, die eine Längsachse aufweist sowie mindestens eine aerodynamische Hilfsfläche in einem seitlichen Versatz zu der Längsachse. Die aerodynamische Hilfsfläche ist dazu eingerichtet, bei Anströmung durch Luft Wirbel zu erzeugen. Die Anordnung ist ferner dazu eingerichtet, an einer Unterseite eines Luftfahrzeugs angeordnet zu werden.

Mit anderen Worten wird mit der erfindungsgemäßen Anordnung vorgeschlagen, Wirbel zu erzeugen, die beispielsweise an einem Luftfahrzeugrumpf auftretende Hauptwirbel und eventuelle durch Fahrwerksverkleidungen oder andere Anbauten eines Luftfahrzeugrumpfs hervorgerufene Luftwirbel positiv beeinflussen. Dadurch könnte sowohl die Richtungs Stabilität verbessert als auch der aerodynamische Luftwiderstand verringert werden. Mit dem Begriff "seitlicher Versatz" wird definiert, dass die aerodynamische Hilfsfläche nicht mit der Längsachse der erfmdungsgemäßen Anordnung zusammenfällt, sondern davon beabstandet ist. Ist die erfmdungs gemäße Anordnung an einer Unterseite eines Luftfahrzeugs positioniert, könnte sich die aerodynamische Hilfsfläche beispielsweise in einer rechten oder in einer linken Hälfte des Luftfahrzeugs befinden und ist von einer senkrechten Ebene, die durch eine Längsachse des Luftfahrzeugs verläuft, beabstandet.

Dadurch ist ohne generelle konstruktive Änderungen eines Luftfahrzeugs auf sehr einfache Weise möglich, die aerodynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeugs deutlich zu verbessern, indem die erfindungsgemäße Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen an der Unterseite des Luftfahrzeugs positioniert wird. Zusätzliche Eigenschaften beispielsweise eines Transportflugzeugs, die zu der Wirbel erzeugenden Gesamtkonfiguration des Transportflugzeugs führen, können unverändert aufrecht erhalten werden, wobei gleichzeitig auch eine deutliche Verbesserung der aerodynamischen Eigenschaften erfolgen kann.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform weist eine stromabwärts gerichtete Seite der aerodynamischen Hilfsfläche einen anderen Abstand zu der Längsachse der erfindungsgemäßen Anordnung auf als die zum stromaufwärts weisende Seite.

Während der Beaufschlagung mit einer Luftströmung, beispielsweise während eines Flugs eines durch die erfindungsgemäße Anordnung ausgestatteten Luftfahrzeugs, wird dadurch Luft von der Längsachse weggelenkt. Dies kann zu Wirbeln führen, die stromabwärts mit anderen Wirbeln in Berührung geraten können, etwa Hauptwirbeln oder komplexeren Wirbelsystemen an einer Unterseite eines Luftfahrzeugs oder mit einer Wirbel schleppe hinter einem Luftfahrzeug. Bei geeigneter Auslegung und Positionierung der erfindungsgemäßen Anordnung können Wirbel ausgeglichen und räumlich verlagert werden, was sowohl die Richtungsstabilität eines Luftfahrzeugs steigern als auch dessen aerodynamischen Widerstand verringern könnte. Ein Winkel zwischen der aerodynamischen Hilfsfläche und der Längsachse der

erfindungsgemäßen Anordnung könnte etwa 5 bis 30° betragen. In einer vorteilhaften Ausfuhrungsform weist die erfindungsgemäße Anordnung mehrere aerodynamische Hilfsflächen in einer symmetrischen Anordnung zur Längsachse der erfindungsgemäßen Anordnung auf, um zusätzliche Giermomente zu vermeiden und damit erforderliche Seitenruder ausschlage zu verhindern.

In einer vorteilhaften Ausfuhrungsform der Erfindung ist die aerodynamische Hilfsfläche derart ausgestaltet, dass sich eine stromabwärts weisende Seite der Hilfs fläche weiter in die die erfindungsgemäße Anordnung umströmende

Luftströmung erstreckt als die stromaufwärts weisende Seite. Die Wirbelbildung durch die aerodynamischen Hilfsflächen verläuft damit sehr harmonisch, da abrupte Querschnitts- oder Profilübergänge vermieden werden, die zu einer unstetigen und möglicherweise unvorhersehbaren Wirbelbildung führen könnten.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform weist die erfindungsgemäße Anordnung zwei, drei, vier, fünf oder mehr Paare symmetrisch zueinander angeordneter aerodynamischer Hilfsflächen auf, die in Gruppen an zwei

gegenüberliegenden Seiten der erfmdungsgemäßen Anordnung positioniert sind. Durch die Steigerung der Anzahl von aerodynamischen Hilfsflächen ist deren notwendige Erstreckung in die Luftströmung zur Erzeugung des gewünschten Effekts relativ gering realisierbar. Da gleichzeitig auch die aerodynamische

Kraftwirkung auf die einzelnen Hilfsflächen mit deren Erstreckung sinkt, kann gleichzeitig die erforderliche Dicke der aerodynamischen Hilfsflächen gering dimensioniert werden, weiterhin muss die Befestigung ebenfalls nur geringere Kräfte aufnehmen.

Hierbei sei darauf hingewiesen, dass bei der Verwendung mehrerer Paare von aerodynamischen Hilfsflächen jeweilige Gruppen benachbarter Hilfsfiächen nicht zwangsläufig äquidistant angeordnet sein müssen. Je nach Art und Ausgestaltung eines die erfindungsgemäße Anordnung einsetzenden Flugzeugs kann es auch sinnvoll sein, den Abstand der Hilfsflächen zueinander mit größer werdendem Abstand zu der Längsachse der Anordnung anwachsen oder auch sinken zu lassen.

In einer vorteilhaften Ausführungsform ist die aerodynamische Hilfsfläche im Wesentlichen dreiecksförmig ausgestaltet. Dies muss jedoch nicht ausschließen, dass einzelne Kanten oder Ecken der Hilfsfläche abgerundet sind. Diese Form ist sehr leicht herstellbar, was sich in geringen Fertigungs- und Ersatzteilkosten

niederschlägt.

In einer ebenso vorteilhaften Ausführungsform ist die aerodynamische Hilfsfläche flach und weist eine ebene Form auf, so dass eine besonders leichte Fertigung erzielt werden kann und die Wirbelbildung durch einen Anstellwinkel bezüglich der Längsachse der Luftströmung bzw. des lokalen Strömungsvektors einstellbar ist.

In einer weiter vorteilhaften Ausführungsform ist die aerodynamische Hilfsfläche sichelförmig ausgestaltet, so dass eine harmonische Strömungsumlenlcung und damit eine harmonische und besonders gut vorherbestimmbare Wirbelbildung erfolgen kann. Die aerodynamische Hilfsfläche kann beispielsweise eine Vorderkante aufweisen, deren lokale Tangente parallel zu dem lokalen Strömungsvektor ausgerichtet ist, während die Hilfsfläche eine Tangente aufweist, die schräg zu dem lokalen Strömungsvektor an der Vorderkante verläuft.

In einer ebenso bevorzugten Ausführungsform ist die aerodynamische Hilfsfläche verdrillt, d.h. je weiter sich die aerodynamische Hilfsfläche in die Luftströmung erstreckt, desto mehr oder weniger verändern sich die Winlcel der lokalen Tangenten an der Vorderkante und/oder der Hinterkante relativ zu dem lokalen Strömungvektor der auf die Vorderkante gerichteten Luftströmung. Grundsätzlich sind ähnliche Formen beispielsweise von Turbinenblättern aus Turboluftstrahltriebwerken bekannt.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung weist die

aerodynamische Hilfsfläche ein symmetrisches Profil auf.

Weiterhin ist bevorzugt, die aerodynamische Hilfsfläche zur Senkung der direkten Herstellkosten aus einem metallischen Material zu fertigen.

Gleichermaßen kann auch jedes andere luftfahrttaugliche Material eingesetzt werden, solange es in der Lage ist, die bei einer üblichen Belastung während eines Flugs auftretenden Kräfte, Momente, Temperatur- und Druckunterschiede zu bewältigen, wobei ein Auswahlaspekt in einer geringen spezifischen Dichte liegen könnte.

Beispielhaft werden Verbundwerkstoffe in Form von Faserverbundmaterialien, Elastomeren, Duromeren, Faser-Metall-Laminaten oder dergleichen genannt.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann das Material derart elastisch ausgeführt sein, dass die Gefahr einer Beschädigung bei einer Bodenberührung der Unterseite des Luftfahrzeugs reduziert wird.

Gleichzeitig könnte es vorteilhaft sein, die Ausrichtung der aerodynamischen Hilfsfiäche, etwa dessen Winkel zu der Längsachse der Anordnung, einstellbar zu gestalten. Dies könnte sowohl durch manuelles Einstellen mit Hilfe eines Werkzeugs geschehen, als auch durch einen Aktuator. In letzterem Fall bietet es sich an, die aerodynamische Hilfsfläche in Abhängigkeit von Flugparametern über eine

Steuereinheit zu verstellen, so dass etwa bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten ein größerer Winkel eingestellt wird, als bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten.

Gleichermaßen könnte der Winkel in Abhängigkeit von dem Anstell winke 1 des Luftfahrzeugs eingestellt werden.

Weiterhin wird ein Luftfahrzeug mit einem hochgesetzten Rumpfheck angegeben, an dessen Unterseite eine erfindungsgemäße Anordnung mit den vorangehend dargestellten Merkmalen angeordnet ist. Es ist vorteilhaft, die erfindungsgemäße Anordnung an einer solchen Position der Unterseite zu befestigen, die vor einem Aufwärtsknick einer Unterseite des Rumpfhecks, d.h. stromaufwärts von dem Aufwärtsknick, liegt. Der Vorteil einer derartigen Positionierung liegt darin, dass die Effizienz der aerodynamischen Hilfsflächen gegenüber bekannten Wirbelgeneratoren deutlich gesteigert werden kann, da die Hilfsflächen nicht unmittelbar in den

Hauptwirbeln liegen, so dass die Wirbelerzeugung schlecht vorherbestimmbar ist. Bei dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug erzeugen die aerodynamischen

Hilfsflächen daher Wirbel, die sich mit erst stromabwärts bildenden Hauptwirbeln vermischen bzw. diese beeinflussen.

Bevorzugt ist die erfindungsgemäße Anordnung an dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug derart eingerichtet, dass die aerodynamischen Hilfsflächen Wirbel erzeugen, die die räumliche Erstreckung der Hauptwirbel und deren Lage hinter dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug so beeinflussen, dass eine geringere Störwirkung auf das Luftfahrzeug entsteht. Je nach konkreter Ausgestaltung des Luftfahrzeugs, des Winkels der Unterseite des Rumpfhecks und anderen Parametern könnte dies etwa daraufhin hinauslaufen, dass die durch die aerodynamischen Hilfsflächen gebildeten Wirbel den gleichen Drehsinn aufweisen, wie die jeweiligen stromabwärts folgenden Hauptwirbel, jedoch in z-Richtung weiter von dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug beabstandet sind. Dadurch könnte die Erstreckung der Hauptwirbel in z-und y-Richtung begrenzt oder verringert werden, was einen positiven Effekt auf die Richtungsstabilität des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs hat.

Dies lässt sich dadurch begründen, dass die Haupt wirbel bei einem

erfindungsgemäßen Luftfahrzeug zu einer Erhöhung der Wirbelstärke bzw.

Vortizitätim Bereich des Rumpfhecks beitragen, was insbesondere bei einer T- Leitwerks-Konfiguration in einer induzierten Seitenwindbeaufschlagung des

Leitwerks resultieren könnte, durch die das erfindungsgemäße Luftfalirzeug in einen Schiebeflug drängen könnte oder allgemein zu unstetigen Gierbewegungen neigt. Je stärker die Hauptwirbel in Richtung der z- Achse des Luftfahrzeugs nach unten abgelenkt werden, desto stärker könnte die Vortizität ausgeprägt sein und desto stärker erwirken die Hauptwirbel eine induzierte Seitenwindbeaufschlagung des Leitwerks, was sich in einem stärkeren Effekt auf die Richtungsstabilität des Luftfahrzeugs auswirkt. Die gezielte Einleitung von durch aerodynamische

Hilfsflächen gebildete und in z-Richtung unterhalb der Hauptwirbel verlaufende Wirbel mit einer zu der Drehung der Hauptwirbel gleichsinnigen Bewegung könnte diesen Effekt zumindest teilweise kompensieren.

Weist das Luftfahrzeug weiterhin mindestens eine Fahrwerksverkleidung auf, die nicht bündig in dem Rumpf integriert ist, sondern nach Art von Sponsons an einer Rumpfunterseite von dem Rumpf abstehen, bietet sich die Positionierung der erfindungsgemäßen Anordnung an der Unterseite der Sponsons an. In numerischen Untersuchungen sowie in Windkanaltests konnte beobachtet werden, dass durch Sponsons entstehende Wirbel einen zu dem Drehsinn der Hauptwirbel entgegengesetzten Drehsinn aufweisen. Dies kann in dem vorangehend erwähnten komplexen Wirbelsystem dazu führen, dass durch Einwirkung der Sponson- Wirbel die Hauptwirbel in z-Richtung des Luftfahrzeugs, d.h. vom erfindungsgemäßen Luftfahrzeug weg nach unten, abgelenkt werden. Dadurch wird jedoch die Vortizität im Vergleich zu Konfigurationen ohne Sponsons tendentiell erhöht, was zu einer Verschlechterung der Richtungsstabilität führt.

Erfmdungsgemäß können sowohl die durch das Luftfahrzeug selbst entstehenden Hauptwirbel als auch die durch die Sponsons entstehenden Wirbel effektiv beeinflusst werden, indem in direkter, unmittelbarer Umgebung zusätzliche Wirbel durch die aerodynamischen Hilfsflächen in die Wirbel der Fahrwerksverkleidungen fließen und diese zumindest teilweise kompensieren, so dass die erfindungsgemäße Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen derart eingerichtet sein sollte, dass zumindest die durch die Sponsons entstehenden Wirbel teilweise oder vollständig kompensiert werden. Dadurch kann die durch die Sponson- Wirbel verursachte

Erhöhung der Vortizität im Bereich des Rumpfhecks und eines daran angeordneten Leitwerks gesenkt und damit die Richtungs Stabilität erhöht werden.

Es sei an dieser Stelle darauf hingewiesen, dass die durch die Sponson- Wirbel verursachte Verschlechterung der Richtungsstabilität nicht für alle Anstellwinlcel des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs gilt. Bei relativ niedrigen Anstellwinkeln, bei denen die Unterseite des hochgezogenen Rumpfliecks unter einem Winkel gegenüber der Anströmung steht, könnte ein umgekehrter Effekt eintreten, bei dem die

Sponson- Wirbel die Hauptwirbel teilweise kompensieren und die Verwendung der aerodynamischen Hilfsflächen beispielsweise durch eine aktuatorgestützte strömungsneutrale Verstellung für derartige Anstellwinkel aufgehoben wird. In einer ebenso vorteilhaften Ausführungsform ist eine zusätzliche aerodynamische Hilfsfläche parallel zur Längsachse des Luftfahrzeugs angeordnet, um eine zusätzliche Verbesserung der Richtungsstabilität zu erreichen.

Durch die aerodynamischen Hilfsflächen können, wie bereits vorangehend genannt, Richtungsstabilität verbessert und aerodynamischer Widerstand verringert werden, ohne dabei flugzeugseitig zusätzliche Vorkehrungen treffen zu müssen.

KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN

Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der

Ausführungsbeispiele in den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den

Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbeziehungen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.

Fig. 1 zeigt ein Flugzeug mit einem hochgezogenen Rumpfheck und vom Rumpf separaten Fahrwerksverkleidungen in einer dreidimensionalen Ansicht.

Fig. 2a und 2b zeigen aerodynamische Hilfsflächen an einer Unterseite eines erfindungsgemäßen Flugzeugs. Fig. 3a bis 3i zeigen eine Unterseite eines Windkanal-Modells mit aerodynamischen Hilfsflächen an dessen Unterseite bzw. verschiedene Ausführungsformen von Anordnungen aerodynamischer Hilfsflächen.

Fig. 4a bis 4d zeigen unterschiedliche aerodynamischen Hilfsflächen, während Fig. 4e eine durch einen Aktuator verstellbare Hilfsfläche zeigt.

Fig. 5 zeigt ein Verfahren zum Verstellen von aerodynamischen Hilfsflächen.

Fig. 6 zeigt einen Umriss eines Flugzeugs mit hochgezogenem Rumpfheck und mindestens einer daran angeordneten erfindungsgemäßen Anordnung.

DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMEN

Fig. 1 zeigt ein Flugzeug 2 mit zwei von einem Flugzeugrumpf 4 separaten und in Form von Sponsons ausgeführten Hauptfahrwerksverkleidungen 6 und 8 in einer dreidimensionalen Ansicht. Die Besonderheit dieses Flugzeugs 2 ist die Tatsache, dass das Rumpfheck 10 nicht stromabwärts gerade ausläuft, sondern hochgezogen ist und demnach teilweise in die Umströmung des Flugzeugs 2 hineinragt.

Durch das hochgezogene Rumpfheck 10 entstehen Hauptwirbel 12 und 14 und durch die Fahrwerksverkleidungen 6 und 8 entstehen die auch als "Sponson- Wirbel" 16 und 18 bezeichneten Nebenwirbel. Das Zusammenspiel dieser Haupt- und

Nebenwirbel 12 bis 18 ist sehr komplex und kann zu einer Erhöhung des

Widerstands des Flugzeugs 2 sowie zu einer Verschlechterung der Richtungsstabilität im Vergleich zu herkömmlichen, stromabwärts gerade auslaufenden Flugzeugrümpfen führen.

Ziel der erfindungsgemäßen Anordnung ist, diese Beeinflussung der

aerodynamischen Güte zumindest teilweise zu beheben, um den Luftwiderstand verringern und die Richtungsstabilität zu verbessen.

In Fig. 2a und 2b wird daher eine erfindungsgemäße Anordnung von

aerodynamischen Hilfsflächen 20 gezeigt, die an einer Unterseite 22 des Flugzeugs 2 angeordnet sind. Exemplarisch weisen die aerodynamischen Hilfsflächen 20 eine Dreiecks-Form auf, wobei sich die stromabwärts, d.h. zu dem Heck des Flugzeugs 2 gerichtete Seite 24 weiter von der Unterseite 22 des Flugzeugs 2 in die Luftströmung erstreckt, als die stromaufwärts weisende Seite 26. die Richtung der Luftströmung wird durch Pfeile "v" angegeben, die Luftströmungsvektoren darstellen.

Die Längserstreckung der aerodynamischen Hilfsflächen 20 verläuft nicht parallel zu einer Längsachse 28 des Flugzeugs 2, sondern schräg dazu. Die stromabwärts, d.h. zum Heck weisende Seite 24 ist dabei unterschiedlich von einer Längsschnittebene entfernt, als die stromaufwärts weisende Seite 26. Dies bedeutet, dass die

Luftströmung beim Durchströmen der aerodynamischen Hilfsflächen seitlich abgelenkt wird, was zu einer Wirbelbildung führt. Exemplarisch könnten sich Winkel von 5-30° zwischen einer Parallelen zu der Längsachse 28 des Flugzeugs und einer Tangente einer stromabwärts gerichteten Seite der aerodynamischen

Hilfsfläche 20 anbieten. In der gezeigten Darstellung sind zwei Hilfsflächen 20 zueinander beabstandet angeordnet und parallel zueinander ausgerichtet. Durch eine Vervielfachung von Hilfsflächen 20 kann die Wirbelbildung verstärkt werden und/oder die Größe der Hilfsflächen kann bei Beibehaltung einer gewünschten Wirbelbildung verringert werden, was die Festigkeitsanforderungen an die einzelnen Hilfsflächen deutlich reduzieren kann.

Zwar sind die aerodynamischen Hilfsflächen 20 mit einer Dreiecksform dargestellt, jedoch ist diese nicht erforderlich. Die aerodynamischen Hilfsflächen 20 könnten auch teilweise gekrümmt sein, was in den nachfolgenden Figuren 4a bis 4c weiter beschrieben wird.

Die aerodynamischen Hilfsflächen 20 müssen nicht zwangsläufig fest an der Unterseite des Flugzeugs 2 integriert werden, sondern es wäre auch möglich, diese in Form eines zusätzlichen Bauelements an der Unterseite des Flugzeugs 2

nachzurüsten.

Fig. 3a zeigt ein Windkanal -Modell 30, welches eine erfindungsgemäße Anordnung mit zwei Paaren von aerodynamischen Hilfsflächen 20 aufweist, die beabstandet voneinander symmetrisch zu einer Längsachse 32 des Windkanalmodells 30 angeordnet sind. Es ist bevorzugt, bei Verwendung mehrerer aerodynamischer Hilfsflächen 20 auf einer Seite der Unterseite eines Flugzeugs diese parallel oder nichtparallel zueinander auszurichten, so dass keine Interferenzeffekte zwischen benachbarten Hilfsflächen 20 auftreten, die statt zu einer WiderstandsveiTingerung zu einer zusätzlichen Widerstandserhöhung des Flugzeugs führen könnten. In den Figuren 3 b bis 3 i werden lediglich beispielhaft und ohne Anspruch auf Vollständigkeit mehrere Anordnungen von aerodynamischen Hilfsflächen 20 gezeigt, die in unterschiedlichen Winkeln zu einer Längsachse 33, in

unterschiedlichen Abständen der Längsachse 33 und zueinander angeordnet sind. Durch die Einstellung des Winkels der Hilfsflächen 20 zu der Längsachse 33 kann beeinflusst werden, welche Drehrichtung die damit erzeugten Wirbel aufweisen. Gleichzeitig kann durch die Anzahl, die Abstände und allgemeine Anordnung die Stärke und Breite des erzeugten Wirbelfelds bestimmt werden.

Fig. 4a zeigt eine einzelne aerodynamische Hilfsfläche 20 in einer Seiten- und

Draufsicht. Die stromaufwärts weisende Seite 26 der Hilfsfläche 20 könnte spitz oder abgerundet ausgeführt sein, während das Profil symmetrisch ausgeführt sein könnte.

In Fig. 4b wird eine abweichende Darstellung einer aerodynamischen Hilfsfiäche 34 gezeigt, die eine gebogene Kante 36 aufweist, die in die Strömung des Flugzeugs 2 ragt. Auch das Profil dieser Hilfsfläche 34 könnte symmetrisch sein, um möglichst geringe aerodynamische Eigenverluste zu verursachen.

Fig. 4c zeigt eine Draufsicht auf ein Profil einer beliebigen aerodynamischen

Hilfsfläche 38, die nicht schräg zu der Flugzeuglängsachse verläuft, sondern eine geschwungene Form besitzt. Flierdurch könnte relativ harmonisch und effektiv ein Wirbel erzeugt werden.

Fig. 4d zeigt eine verdrillte aerodynamische Hilfsfläche 40, die zwischen einer zu dem Rumpf des Luftfahrzeugs gewandten Fläche und einer von dem Rumpf des Luftfahrzeugs abgewandten Fläche einen Winkel aufweist, der bevorzugt in einem Bereich von 5° bis 30° liegt.

Fig. 4e zeigt eine aerodynamische Hilfsfläche 42, die über einen schematisch dargestellten Aktuator 44 aktiv verdrehbar gelagert ist.

Sämtliche gezeigten Hilfsflächen 20 und 34 weisen an ihrer in die Strömung ragenden Vorderkante und/oder an ihrer Hinterkante einen Winkel zu dem

Anströmvektor v auf, der größer als 0° beträgt und bevorzugt in einem Bereich von 5° bis 30° liegt. Im Fall des gebogenen bzw. geschwungenen Profils 38 weist die Tangente der Hinterkante einen derartigen Winkel zu dem Anströmvektor v auf.

Versuche an Windkanal-Modellen haben ergeben, dass das Anbringen derartiger aerodynamischer Hilfsflächen 20, 34 an einer hinteren Sponson-Unterseite eine Erhöhung der Richtungsstabilität um +15% im Schiebebereich um einen

Schiebewinkel von 0° sowie zu einer Widerstandsverringerung von 2,5 x 10^"5 (Verringerung des c_w- Werts) im Reiseflug liefern kann.

Fig. 5 stellt schematisch ein Verfahren dar, bei dem beispielsweise durch eine Recheneinheit erfasst wird 46, welcher Flugzustand momentan vorliegt. Aus einem Vergleich etwa eines Datensatzes mit experimentell bestimmten vorteilhaften Stellungen einer aerodynamischen Hilfsfläche wird ein Verstellen der

aerodynamischen Hilfsfläche veranlasst 48. Eine anschließende Detektion 50 des momentanen Winkels der aerodynamischen Hilfsfläche kann in das Verfahren rückgekoppelt werden. Dadurch kann sichergestellt werden, dass das erfindungs gemäße Luftfahrzeug bzw. die erfindungsgemäße Anordnung stets eine optimale Beeinflussung des Wirbelsystems vornimmt.

Schließlich zeigt Fig. 6 einen Umriss eines erfindungsgemäßen Flugzeug 52 in einer Seitenansicht, wobei das Flugzeug 52 an einer Unterseite 54 stromaufwärts eines Rumpfknicks 55 eine oder mehrere erfindungs gemäße Anordnungen 56 aufweist, die jeweils zwei oder mehr aerodynamische Hilfsflächen 58 beinhaltet. In dieser Darstellung ist aufgrund der Seitenansicht nur eine einzige Hilfsfläche 58 erkennbar.

Exemplarisch ist die Anordnung 56 an einem hinteren Bereich an zwei seitlich an einem Flugzeugrumpf angeordneten Sponsons 60 angeordnet und erzeugt Wirbel 62, die sich beim Flug in einen Bereich hinter dem Flugzeug 52 erstrecken. Durch die Sponsons 60 entstehen weiterhin Sponson- Wirbel 64. Durch den nach oben gerichteten Rumpfknick 55 in einem Bereich des Rumpfhecks entstehen zusätzlich Hauptwirbel 66, die durch gegenläufig drehende Sponson- Wirbel 64 zu einer erhöhten Vortizität im Bereich des Rumpfhecks und damit zu einem erhöhten induzierten Seitenwind auf ein Seitenleitwerk 67 führen. Durch die Ausrüstung des Flugzeugs 52 mit aerodynamischen Hilfsflächen in einer oder mehreren

erfindungsgemäßen Anordnungen 56 vor dem Rumpfknick 55 können die Sponson- Wirbel 64 zum Teil kompensiert werden, so dass die Vortizität des gesamten komplexen Wirbelsystems abnimmt und die Richtungsstabilität steigt.

Alternativ können die aerodynamischen Hilfsflächen auch an dem eigentlichen Rumpf des Flugzeugs 52 angeordnet werden, d.h. nicht direkt an den Sponsons 60, sondern an der Unterseite 54 des Flugzeugs 52 zwischen den Sponsons 60. Weiterhin wäre eine Anordnung der Hilfsflächen auch weiter stromaufwärts möglich, wie durch beispielhaft gezeigte erfindungsgemäße Anordnungen 68 und 70 gezeigt. Ergänzend sei darauf hinzuweisen, dass„aufweisend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und„ein" oder„eine" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen

Ausfülirungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausfülirungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

BEZUGSZEICHEN

2 Flugzeug

4 Rumpf

6 Fahrwerksverkleidung

8 Fahrwerksverkleidung

10 Rumpfheck

12 Hauptwirbel

14 Hauptwirbel

16 Sponson- Wirbel

18 Sponson- Wirbel

20 Hilfsfläche

22 Unterseite

24 stromab wärts gerichtete Seite

26 stromaufwärts gerichtete Seite

28 Längsache

30 Windkanalmodell

32 Längsachse

34 Hilfsfläche

36 Kante

38 Hilfsfläche

40 Hilfsfiäche

Hilfsfläche

44 Aktuator

46 Erfassen

48 Verstellen

50 Detektieren Rumpf

Unterseite

Rumpfknick

Anordnung

Hilfsfläche

Sponson

Wirbel

Sponsons- Wirbel

Haupt-Wirbel

Leitwerk

Anordnung

Claims

P A T E N T A N S P R Ü C H E

1. Anordnung aerodynamischer Hilfsflächen (20, 34, 38, 40, 42, 58), die dazu eingerichtet ist, an einer Unterseite eines Flugzeugs angeordnet zu werden, aufweisend

eine Längsachse (28, 32, 33),

- mindestens eine aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58)

wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) in einem seitlichen Versatz zu der Längsachse (28, 32, 33) positioniert ist und

wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) dazu eingerichtet ist, bei Anströmung durch Luft Wirbel zu erzeugen.

2. Anordnung nach Anspruch 1, wobei eine stromabwärts gerichtete Seite (24) der aerodynamischen Hilfsfiäche (20, 34, 38, 40, 42, 58) einen anderen Abstand zu der Längsachse (28, 32, 33) der erfindungsgemäßen Anordnung aufweist als eine stromaufwärts gerichtete Seite (26).

3. Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, aufweisend mehrere aerodynamische Hilfsflächen (20, 34, 38, 40, 42, 58) in einer symmetrischen Anordnung zur Längsachse (28, 32, 33) der erfindungsgemäßen Anordnung.

4. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) derart ausgestaltet ist, dass sich eine stromabwärts weisende Seite (20, 34, 38, 40, 42, 58) der Hilfsfläche weiter in die die erfindungsgemäße Anordnung umströmende Luftströmung erstreckt als die stromaufwärts weisende Seite (26).

5. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, aufweisend zwei, drei, vier, fünf oder mehr Paare symmetrisch zueinander angeordneter

aerodynamischer Hilfsflächen (20, 34, 38, 40, 42, 58), die in Gruppen an zwei gegenüberliegenden Seiten der erfindungsgemäßen Anordnung positioniert sind.

5

6. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) eine Form aus einer Gruppe von Formen aufweist, die Gruppe bestehend aus:

Dreiecksform;

10- Sichelform;

- Rechteck;

Quadrat;

Kreissegment.

15 7. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die

aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) flach ist und eine ebene Form aufweist.

8. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei die aerodynamische 0 Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) verdrillt ist.

9. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, ferner aufweisend eine parallel zur Längsachse angeordnete zusätzliche aerodynamische Hilfsfläche.

10. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) ein symmetrisches Profil aufweist.

5 11. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die

aerodynamische Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) aus einem Material gefertigt ist, welches aus einer Gruppe von Materialien ausgewählt ist, die Gruppe bestehend aus:

- metallisches Material;

- Faserverbundmaterial;

10- Faser-Metall-Laminate;

- Elastomer;

- Duromer.

12. Flugzeug mit einem einen Rumpfknick (55) aufweisenden Rumpf (10, 52) 5 und mindestens einer an einer Unterseite (22) des Rumpfs stromaufwärts des

Rumpfknicks (55) positionierten Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 11.

13. Flugzeug nach Anspruch 12, ferner aufweisend mindestens ein auswärts gerichteter Sponson (60) am Rumpf (10, 52), wobei mindestens eine Anordnung0 nach einem der Ansprüche 1 bis 11 an der Unterseite des Sponson (60) angeordnet ist.

14. Verwendung einer aerodynamischen Hilfsfläche (20, 34, 38, 40, 42, 58) an einer Unterseite eines Luftfahrzeugs zum Erhöhen der Richtungs Stabilität eines5 Flugzeugs.