EP4065465A1 - Verfahren zur applikation von aerodynamisch funktionaler folie - Google Patents

Verfahren zur applikation von aerodynamisch funktionaler folie

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Publication number
EP4065465A1
EP4065465A1 EP20816438.4A EP20816438A EP4065465A1 EP 4065465 A1 EP4065465 A1 EP 4065465A1 EP 20816438 A EP20816438 A EP 20816438A EP 4065465 A1 EP4065465 A1 EP 4065465A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
field
flow
functional film
aerodynamically functional
film
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP20816438.4A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Oliver OESER
Thorsten Gerber
Kai-Christoph Pfingsten
Dominik BROST
Darius KLEIN
Holger RATHMANN
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.)
Lufthansa Technik AG
Original Assignee
Lufthansa Technik AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Lufthansa Technik AG filed Critical Lufthansa Technik AG
Publication of EP4065465A1 publication Critical patent/EP4065465A1/de
Pending legal-status Critical Current

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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B19/00—Testing; Calibrating; Fault detection or monitoring; Simulation or modelling of fluid-pressure systems or apparatus not otherwise provided for
    • F15B19/007—Simulation or modelling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/002—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer
    • F15D1/0025—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply
    • F15D1/003—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply comprising surface features, e.g. indentations or protrusions
    • F15D1/0035—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply comprising surface features, e.g. indentations or protrusions in the form of riblets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/10—Influencing flow of fluids around bodies of solid material
    • F15D1/12—Influencing flow of fluids around bodies of solid material by influencing the boundary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/26—Boundary layer controls by using rib lets or hydrophobic surfaces

Definitions

  • the invention relates to a method for applying aerodynamically functional film to a complex flow around body, for example to a commercial aircraft.
  • Aerodynamically functional foils are known from the prior art in various forms and areas of application, and are regularly used to reduce the wall shear stress on the surfaces of bodies in flow.
  • the aerodynamically functional foils generally have a micro-structured surface with one or more preferred directions.
  • a preferred direction denotes a preferred overflow direction (that is, the direction of the local flow on the surface) in which the reduction in wall shear stress is particularly high or even maximum.
  • Riblet structures can be found, for example, on the outer surfaces of aircraft, but also on the rotor blades of wind turbines, on the outer skin of ships or on the outer surfaces of high-speed trains.
  • aerodynamically functional films and in particular riblet structures So that the greatest possible reduction in wall shear stress can be achieved through aerodynamically functional films and in particular riblet structures, it is necessary that the film with its preferred direction is as precise as possible or only with slight deviations from the local flow direction - that is, the direction in which the overflow the surface in the area of the film is mainly to be expected - is aligned.
  • aerodynamically functional foils have been practically exclusively placed on surfaces of a body in flow that have a less complex, usually almost uniform, flow path for which the flow direction and thus also the preferred direction are practically inevitable. Examples of such surfaces are the outer skin of high-speed trains with the direction of flow corresponding to the direction of travel or the top of the wings of an aircraft or of the blades of a wind turbine, in which the direction of flow is basically in the profile direction.
  • aerodynamically functional foils can, however, only be oriented in the direction of assumed flow directions in corresponding areas. It has been shown, however, that a corresponding arrangement of aerodynamically functional foils in areas of complex flow patterns on the surface of bodies flowing around frequently does not result in a sufficiently large reduction in the wall shear stress that would justify the effort required to apply the aerodynamically functional foil. As a result, the application of aerodynamically functional film is actually regularly restricted to areas of the surface of a body in which the flow is flowing with a less complex, if not almost uniform, flow course.
  • the object of the present invention is to create a method for applying aerodynamically functional film to a body with a complex flow around it, in which the wall shear stress can also be effectively reduced in areas with a more complex flow course.
  • the invention relates to a method for applying aerodynamically functional film to a body in a complex flow around, in particular to a commercial aircraft, with the steps:
  • a “body with a complex flow around it” is a body in which, due to the shape of the body, at least in partial areas of the surface of the body there is a complex flow course along the surface even when the body is in a parallel flow is located.
  • a “complex flow course” is a flow course along a surface section which cannot be appropriately approximated by a parallel flow course.
  • the invention has recognized that a suitable arrangement of known aerodynamically functional foils, in particular those with a riblet structure, can generally be determined in surface areas of a body with a flow around the body and which, after the foil has been applied accordingly, leads to a noticeable and worthwhile reduction in the Wall shear stress leads.
  • the invention takes into account that the flow around the body is often also geometrically complex in areas of complex flow profiles, and that aerodynamically functional film is regularly designed for a main flow direction that is constant over the surface of the film.
  • riblet film basically has a design and alignment of the individual riblets that remains the same over the entire film.
  • the flow around the body on which the aerodynamically functional film is ultimately to be applied is determined using any flow simulation known from the prior art (from "CFD simulation") for which the final reduction of the wall shear stress is desired, for example because the flow condition in question occurs most frequently or the flow resistance or wall shear stress is particularly high in the case of the flow condition in question , the flow around the cruise will regularly be specified as the flow condition.
  • CFD simulation flow simulation known from the prior art
  • the flow simulation is also based on a computer model of the body in flow, which depicts the geometry of the body.
  • Corresponding computer models are either immediately available in a large number of typical areas of application of the present invention, for example in aviation, or can be derived directly from digital design data that are otherwise available.
  • a next step at least a part of the surface provided with flow lines of the computer model of the flow around the body - namely a selected surface segment - developed into a two-dimensional surface. Due to the development of the surface of a body known from the representational geometry, almost any complex surface geometry is transferred into a plane in which the distance between two points of the developed surface corresponds to the measurable length distance between these two points along the surface in the three-dimensional representation . In the case of very complex geometries, processing is only possible with area-wise overlapping in the plane. Even if various possibilities are known from the prior art how to deal with such overlapping areas, it is preferred to select the surface segment in such a way that its Gaussian curvature is zero everywhere or the surface segment forms an easily developable surface. In any case, the processing should take place without distortion.
  • the development is used according to the invention to transfer not only the geometry of the selected surface segment into a plane, but also the flow lines arranged thereon, so that the result is a two-dimensional flow pattern of the selected surface segment.
  • At least one interrelated field - i.e. a continuous area without internal voids - is searched in which the local flow directions at each point of the field within a given angular range by one for the main flow direction determined by the field. It has been shown that in the case of aerodynamically functional film there is usually a satisfactory reduction in the wall shear stress even if the flow direction of the overflow is completely or only deviates slightly from the main flow direction in some areas. Such a permissible deviation can be taken into account by the specified angular range in accordance with the properties of the aerodynamically functional film provided.
  • Finding at least one field according to the specifications is particularly easy to implement and to carry out with manageable effort, because the process is based on the surface segment developed in a two-dimensional plane together with the flow lines.
  • the at least one field found in this way on the basis of the two-dimensional development is then used to apply aerodynamically functional film to the body around the flow.
  • the aerodynamically functional film which basically has a preferred direction based on a plane with regard to the overflow (in the case of riblet film, for example, the longitudinal direction of the riblets), is applied to the body within the field boundary in accordance with the main flow direction of the field in question .
  • the aerodynamically functional film is of course attached to the three-dimensional body with any geometry. Since both the field limitation and the main flow direction are based on the two-dimensional development, which ultimately resembles the design of the aerodynamically functional structure of the film, when the field limitation and the main flow direction are transferred back to the actual flow around the body and a preferred direction is more oriented towards it Attachment of the aerodynamically functional film ensures that the lo cal flow direction at any point on the film does not by more than the specified angular range from the preferred direction of the aerodynamically functional film deviates.
  • the basically two-dimensionally designed film adapts itself to the three-dimensional surface of the body when it is applied, so that even with more complex surface designs of the body it is ensured that the local flow directions over the entire field or the film attached therein do not exceed the specified angular range of the The preferred direction of the aerodynamically functional film deviates.
  • the field limits and main flow directions are selected according to guidelines that can be identified on the body.
  • the "identifiable alignment guidelines" can be structural features of the surface of the body, for example edges or gaps in the surface of the body.
  • An alignment guideline can also be identified if only two discrete points on the alignment guideline can be clearly identified which can then be marked on the body, for example with the help of guide cords or adhesive strips.
  • Corresponding points of an alignment guide can be formed, for example, by structural features of the surface of the body such as holes, screws, rivets, or the like.
  • the field boundaries and main flow directions can be selected accordingly on the body identifiable guidelines based on structural features of the surface of the body, it is of course preferred that the corresponding guidelines and / or the discrete points for forming guidelines in the computer model of the Bodies are included so that they can be taken into account when locating fields in the surface segment according to the specifications.
  • At least some of the guidelines can also be identified using a projected pattern that is geometrically calibrated onto the body.
  • a projected pattern that is geometrically calibrated onto the body.
  • an alignment guideline can be projected onto the surface of the body, for example, with the aid of a projector, whose position and alignment relative to the surface of the body is exactly determined or is predetermined, the exact course of the alignment guideline for the projection is determined based on the computer model of the body and the two-dimensional development.
  • the main flow direction of a field is selected parallel to an alignment guideline for a field delimitation of the field.
  • the aerodynamically functional film can be applied to the body in the correct orientation based on this field delimitation, without a separate alignment guideline for the main flow direction having to be determined and / or taken into account.
  • the field boundaries of at least one field on the Disgusting surface segment are straight lines and preferably form a closed polygon with a maximum of 8, preferably with a maximum of 6, more preferably with 4 sides. The latter limits the number of guidelines to be found on the body for the eventual application of the aerodynamically functional film to an easily manageable level. If a field delimitation on the two-dimensional surface is a straight line, it can easily be found - as described above - via just two identifiable discrete points on the body.
  • the straight design of the field boundaries in the two-dimensional development can also be advantageous for the preferred provision of one or more cutting strips along the alignment guideline at least one field boundary of the field before the final application of the aerodynamically functional film.
  • These cutting tapes are usually narrow adhesive strips with an integrated pulling thread. The adhesive strip is attached to a surface along the desired cutting edge before the film is stuck over it With the pulling thread perpendicular to the surface, both the adhesive strip of the cutting tape and the overlying film are separated exactly along the desired cutting edge.
  • the aerodynamically functional film can be cut exactly to the desired field.
  • the latter can be of particular importance when - as is preferred - the aerodynamically functional film is applied in a tile-like manner in at least one field in the form of film sections.
  • An aerodynamically functional film is often made up in easily manageable sizes, which, however, can be (significantly) smaller than a field to be provided with film that has been found.
  • film sections can be attached one after the other and adjacent to one another - that is, tile-like - in the field found, whereby the individual film sections can be correctly aligned by aligning a second film section when applied to a first adjacent, already applied film section.
  • the final cutting of the parts of individual film sections that may protrude beyond the field boundaries can, for example, take place via cutting tapes along the alignment line of a field boundary of the field (see above).
  • the predetermined angular range is ⁇ 7 ° or less, preferably ⁇ 5 ° or less, more preferably ⁇ 3 ° or less.
  • At least two, preferably adjacent fields are preferably found in the surface segment. It is further preferred if so many fields are found that the predetermined surface segment is completely filled with fields.
  • the aerodynamically functional film preferably has a riblet structure.
  • it is the aerodynamically functional film preferably around a riblet film, the preferred direction of which runs parallel to the longitudinal extent of the ribs.
  • the method according to the invention is particularly suitable for applying aerodynamically functional films to a commercial aircraft, for example in the fuselage area of an aircraft.
  • FIG. 1-5 various schematic representations of intermediate steps in carrying out the method according to the invention.
  • an aerodynamically functional film with a microstructured surface in the form of riblets to a fuselage section of a commercial aircraft above the root of a wing using the method according to the invention is explained as an example.
  • the area in which the aerodynamically functional film is to be attached is determined on the real airliner.
  • a surface segment 3 is then selected which corresponds to the area 2 in question or at least includes it.
  • the surface segment 3 is supplemented in the computer model 1 with flow lines 4 on the basis of a flow simulation carried out immediately before.
  • the flow simulation the flow around the computer model 1 of the aircraft in a predetermined flow condition - here during cruise at the normal cruising altitude of the commercial aircraft - from which, among other things, flow lines 4 on the surface of the flow around the body can be derived, which reflect the local flow direction of the ultimate flow relevant for the wall shear stress.
  • the surface segment 3 is then - as sketched in Figure 2 - developed together with the flow lines 4 to form a two-dimensional surface 5, so that the flow lines 4 - in developed form - are also contained in the two-dimensional surface 5.
  • the two-dimensional surface 5 also contains direct points which can be identified directly on the real aircraft.
  • the two-dimensional surface 5 includes the positions 6 of rivets that can be seen on the outer skin of the real aircraft (see FIG. 3).
  • the positions 6 can - if they are already included on the computer model 1 - be processed in the processing of the surface segment 3 comparable to the flow lines 4 with.
  • a partial area of the developed surface segment 3 together with the flow lines 4 and the positions 6 of the rivets is shown, which includes the area 2 to be provided with aerodynamically functional film.
  • the fields 10, 20, 30, 40 are to be covered by a field delimitation 11, 21, 31, 41 in the form of a closed polygon with 4 sides each 11.1-4, 21.1-4, 31.1- 4, 41.1-4 limited.
  • the corner points of the field boundaries 11, 21, 31, 41 coincide with individual, clearly identifi ed positions 6 of the rivets visible on the real aircraft.
  • the fields 10, 20, 30, 40 are selected so that each side 11.1, 21.1, 31.1, 41.1 of the field delimitation 10, 20, 30, 40 is parallel to the respective main flow direction of the associated field 10, 20, 30, 40 runs.
  • Finding the fields 10, 20, 30, 40, so that all of the conditions mentioned are met and properties are achieved, is easily possible using methods that are known per se, and which, for example, can also be computer-implemented.
  • the aerodynamically functional film can then be applied to the real one Aircraft are applied, whereby it is ensured that when aligning the aerodynamically functional film in accordance with the main flow direction of the respective field 10, 20, 30, 40, the wall shear stress over the entire field 10, 20, 30, 40 due to the at each point in the field 10 , 20, 30, 40 is only effectively reduced by a maximum of ⁇ 5 ° from the main flow direction deviating local flow direction.
  • FIG. 4 showing the procedure using the surface 7 of the aircraft developed on a two-dimensional plane, comparable to FIG Situation indicated on the three-dimensionally shaped surface 7 with the distortions associated therewith in the top view.
  • tile-shaped film sections 8 of an aerodynamically functional film with a microstructured surface in the form of riblets are applied to the surface 7, the preferred direction 9 of the film sections 8 or the direction in which the riblets run being parallel be aligned to the field delimitation 10.1, which - provided the riblets run parallel to the edge of the film section 8 - is easily possible.
  • the film sections 8 are attached one after the other within the field of 10 tile-like on the surface 7, whereby it is not critical if individual film sections 8 protrude beyond the field boundaries 10.2, 10.3, 10.4: If the field 10 is completely covered by film sections 8, any protruding Parts can be easily removed using the cutting tape along the field boundaries 10.2, 10.3, 10.4.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Applikation von aerodynamisch funktionaler Folie auf einen komplex umströmten Körper, bspw. auf ein Verkehrsflugzeug. Das Verfahren umfasst die Schritte: – Ermittlung der Strömungslinien (4) auf der Oberfläche (7) des umströmten Körpers für einen vorgegebenen Umströmungszustand anhand eines Computermodells (1) des Körpers mithilfe von numerischer Strömungssimulation; – Abwickeln wenigstens eines mit Strömungslinien (4) versehenen Oberflächensegments (3) des Computermodells (1) zu einer zweidimensionalen Fläche; – Auffinden von wenigstens einem in sich zusammenhängenden Feld (10, 20, 30, 40) im abgewickelten Oberflächensegment (3) mit an den Strömungslinien (4) ablesbaren lokalen Strömungsrichtungen in einem vorgegebenen Winkelbereich um eine Hauptströmungsrichtung des jeweiligen Feldes (10, 20, 30, 40); und – Aufbringen und bedarfsweises Zuschneiden von aerodynamisch funktionaler Folie auf den umströmten Körper innerhalb der Feldbegrenzung (10.1-4, 11.1-4, 12.1-4, 13.1-4) des wenigstens einen im abgewickelten Oberflächensegment aufgefundenen Feldes (10, 20, 30, 40) derart, dass die aerodynamisch funktionale Folie entlang der Hauptströmungsrichtung des jeweiligen Feldes ausgerichtet ist.

Description

Verfahren zur Applikation von aerodynamisch funktionaler Folie
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Applikation von aero dynamisch funktionaler Folie auf einen komplex umströmten Kör- per, bspw. auf ein Verkehrsflugzeug.
Aerodynamisch funktionalen Folien sind in unterschiedlichen Ausprägungen und Anwendungsbereichen aus dem Stand der Technik bekannt, und dienen regelmäßig dazu, die Wandschubspannung auf Oberflächen von umströmten Körpern zu reduzieren. Die aerody- namisch funktionalen Folien weisen dazu in der Regel eine mik rostrukturierte Oberfläche mit einer oder mehreren Vorzugs richtungen auf. Eine Vorzugsrichtung bezeichnet dabei eine be vorzugte Überströmungsrichtung (also die Richtung der lokalen Strömung auf der Oberfläche), bei der die Reduzierung der Wandschubspannung besonders hoch oder sogar maximal ist.
Eine verbreitete Mikrostruktur ist die sog. Riblet-Struktur, mit sehr kleinen, im Wesentlichen entlang der Vorzugsrichtung verlaufenden Rippen. So finden sich Riblet-Strukturen bspw. auf Außenflächen von Flugzeugen, aber auch auf Rotorblättern von Windenergieanlagen, an der Außenhaut von Schiffen oder auf Außenflächen von Hochgeschwindigkeitszügen.
Damit durch aerodynamisch funktionale Folien und insbesondere Riblet-Strukturen möglichst weitgehende Reduktion der Wand schubspannung erreicht werden kann, ist es erforderlich, dass die Folie mit ihrer Vorzugsrichtung möglichst exakt bzw. nur mit geringen Abweichungen zur lokalen Strömungsrichtung - also derjenigen Richtung, in der die Überströmung der Oberfläche im Bereich der Folie hauptsächlich zu erwarten ist - ausgerichtet ist. Bislang werden aerodynamisch funktionale Folien praktisch aus schließlich auf solchen Flächen eines umströmten Körpers ange ordnet, die einen wenig komplexen, in derer Regel nahezu uni formen Strömungsverlauf aufweisen, für den sich die Strömungs richtung und somit auch die Vorzugsrichtung praktisch zwangs läufig ergeben. Beispiele für solche Flächen sind die Außen haut von Hochgeschwindigkeitszügen mit Strömungsrichtung ent sprechend der Fahrtrichtung oder die Oberseite von Tragflächen eines Flugzeugs oder von Blättern einer Windenergieanlage, bei denen die Strömungsrichtung grundsätzlich in Profilrichtung verläuft .
Um den Strömungswiderstand eines umströmten Körpers möglichst weitgehend zu reduzieren, ist es grundsätzlich wünschenswert, die Wandschubspannung reduzierende aerodynamisch funktionale Folien auch auf solchen Flächen des Körpers vorzusehen, in de nen ein komplexerer Strömungsverlauf vorliegt. Bei Verkehrs flugzeugen bekannter Konfiguration liegt ein solcher Bereich bspw. an der Außenhaut des Flugzeugrumpfs im Bereich der Flü gelwurzeln vor.
Gemäß dem Stand der Technik können aerodynamisch funktionale Folien in entsprechenden Bereichen aber lediglich in Richtung vermuteter Strömungsrichtungen ausgerichtet werden. Es hat sich dabei jedoch gezeigt, dass eine entsprechende Anordnung von aerodynamisch funktionale Folien in Bereichen komplexer Strömungsverlaufe an der Oberfläche umströmter Körper häufig keine ausreichend große Reduzierung der Wandschubspannung mit sich bringt, die den Aufwand der Applikation der aerodynamisch funktionalen Folie rechtfertigen würde. In der Folge ist die Applikation aerodynamisch funktionaler Folie tatsächlich re gelmäßig auf Bereiche der Oberfläche eines umströmten Körpers mit wenig komplexem, wenn nicht sogar nahezu uniformen Strö mungsverlauf beschränkt. Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren zur Applikation von aerodynamisch funktionaler Folie auf einen komplex umströmten Körper zu schaffen, bei dem auch die Wand schubspannung in Bereichen mit komplexerem Strömungsverlauf wirksam reduziert werden kann.
Gelöst wird diese Aufgabe durch ein Verfahren gemäß dem Haupt anspruch. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der ab hängigen Ansprüche.
Demnach betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Applikation von aerodynamisch funktionaler Folie auf einen komplex um strömten Körper, insbesondere auf ein Verkehrsflugzeug, mit den Schritten:
- Ermittlung der Strömungslinien auf der Oberfläche des umströmten Körpers für einen vorgegebenen Umströmungs- zustand anhand eines Computermodells des Körpers mit hilfe von numerischer Strömungssimulation;
- Abwickeln wenigstens eines mit Strömungslinien versehe nen Oberflächensegments des Computermodells zu einer zweidimensionalen Fläche; - Auffinden von wenigstens einem in sich zusammenhängen den Feld im abgewickelten Oberflächensegment mit an den Strömungslinien ablesbaren lokalen Strömungsrichtungen in einem vorgegebenen Winkelbereich um eine Hauptströ mungsrichtung des jeweiligen Feldes; und
Aufbringen und bedarfsweises Zuschneiden von aerodyna misch funktionaler Folie auf den umströmten Körper in nerhalb der Feldbegrenzung des wenigstens einen im ab gewickelten Oberflächensegment aufgefundenen Feldes derart, dass die aerodynamisch funktionale Folie mit einer Vorzugsrichtung entlang der Hauptströmungsrich- tung des jeweiligen Feldes ausgerichtet ist.
Zunächst werden einige in Zusammenhang mit der Erfindung ver- wendete Begriffe erläutert.
Bei einem „komplex umströmten Körper" handelt es sich um einen Körper, bei dem sich aufgrund der Formgebung des Körpers zu mindest in Teilbereichen der Oberfläche des Körpers sich selbst dann ein komplexer Strömungsverlauf entlang der Ober- fläche ergibt, wenn sich der Körper in einer Parallelströmung befindet.
Bei einem „komplexen Strömungsverlauf" handelt es sich um ei nen Strömungsverlauf entlang eines Oberflächenabschnitts, der nicht sinnvoll durch einen parallelen Strömungsverlauf angenä- hert werden kann.
Die Erfindung hat erkannt, dass sich auch in Oberflächenberei chen eines umströmten Körpers mit komplexem Strömungsverlauf im Regelfall eine geeignete Anordnung bekannter aerodynamisch funktionaler Folien, insbesondere solche mit Riblet-Struktur, ermitteln lässt, die nach entsprechender Anbringung der Folie zu einer spürbaren und lohnenswerten Reduktion der Wand schubspannung führt. Dabei berücksichtigt die Erfindung so wohl, dass der umströmte Körper in Bereichen komplexer Strö mungsverläufe häufig ebenfalls geometrisch komplex ausgestal- tet ist, als auch, dass aerodynamisch funktionale Folie regel mäßig für eine über die Folienoberfläche gleichbleibende Hauptströmungsrichtung ausgebildet ist. So weist bspw. Riblet- Folie grundsätzlich eine über die gesamte Folie gleichblei bende Ausgestaltung und Ausrichtung der einzelnen Riblets auf. In einem ersten Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Umströmung des Körpers, auf dem die aerodynamisch funktio nale Folie letztendlich appliziert werden soll, mithilfe einer beliebigen aus dem Stand der Technik bekannten Strömungssimu lation (aus „CFD-Simulation") ermittelt. Dazu wird ein Umströ mungszustand vorgegeben, für den die letztendliche Reduktion der Wandschubspannung gewünscht ist, bspw. weil der fragliche Umströmungszustand an häufigsten auftritt oder beim fraglichen Umströmungszustand der Strömungswiderstand bzw. die Wand schubspannung besonders hoch ist. Handelt es sich bei dem um strömten Körper bspw. um ein Verkehrsflugzeug, wird regelmäßig die Umströmung im Reiseflug als Umströmungszustand vorgegeben werden.
Der Strömungssimulation liegt weiterhin ein Computermodell des umströmten Körpers zugrunde, welches die Geometrie des Körpers abbildet. Entsprechende Computermodelle sind in einer Vielzahl von typischen Anwendungsgebieten der vorliegenden Erfindung, bspw. in der Luftfahrt, entweder unmittelbar verfügbar oder lassen sich unmittelbar aus anderweitig verfügbaren digitalen Konstruktionsdaten ableiten.
Aus der Simulation der Umströmung des Computermodells des um strömten Körpers bei dem vorgegebenen Umströmungszustand erge ben sich u. a. auf der Oberfläche des Computermodells des Kör pers Strömungslinien, welche jeweils die lokale Strömungsrich tung entlang der Oberfläche des Körpers darstellen, also ins besondere die Richtung der die Wandschubspannung hervorrufen den Strömung. Die Ermittlung der Strömungslinien auf der Ober fläche umströmter Körper mit Hilfe von Strömungssimulation ist aus dem Stand der Technik hinlänglich bekannt.
In einem nächsten Schritt wird wenigstens ein Teil der mit Strömungslinien versehenen Oberfläche des Computermodells des umströmten Körpers - nämlich ein ausgewähltes Oberflächenseg ment - zu einer zweidimensionalen Fläche abgewickelt. Durch die aus der darstellenden Geometrie bekannte Abwicklung der Oberfläche eines Körpers wird eine nahezu beliebig komplexe Oberflächengeometrie in eine Ebene überführt, bei der der Ab stand zwischen zwei Punkten der abgewickelten Oberfläche dem messbaren Längenabstand zwischen diesen zwei Punkte entlang der Oberfläche in der dreidimensionalen Darstellung ent spricht. Bei sehr komplexen Geometrien ist eine Abwicklung ggf. nur mit bereichsweiser Überlappung in der Ebene möglich. Auch wenn aus dem Stand der Technik verschiedene Möglichkeiten bekannt sind, wie mit solchen Überlappungsbereichen umzugehen ist, ist es bevorzugt, das Oberflächensegment derart zu wäh len, dass dessen Gaußkrümmung überall null ist bzw. das Ober flächensegment eine problemlos abwickelbare Fläche bildet. In jedem Fall sollte die Abwicklung verzerrungsfrei erfolgen.
Die Abwicklung wird erfindungsgemäß dazu genutzt, nicht nur die Geometrie des gewählten Oberflächensegments in eine Ebene zu überführen, sondern auch die darauf angeordneten Strömungs linien, sodass sich im Ergebnis ein zweidimensionales Strö mungsbild des gewählten Oberflächensegments ergibt.
Auf Basis der Abwicklung der Körperoberfläche mitsamt der Strömungslinien wird im Anschluss wenigstens ein in sich zu sammenhängendes Feld - also ein kontinuierlicher Bereich ohne innen liegende Leerstellen - gesucht, in dem die lokalen Strö mungsrichtungen an jedem Punkt des Feldes innerhalb eines vor gegebenen Winkelbereichs um eine für das Feld festgelegte Hauptströmungsrichtung liegen. Es hat sich gezeigt, dass bei aerodynamisch funktionaler Folie regelmäßig auch dann noch eine zufriedenstellende Reduktion der Wandschubspannung vor liegt, wenn die Strömungsrichtung der Überströmung ganz oder nur in Teilbereichen leicht von der Hauptströmungsrichtung ab weicht. Eine solche zulässige Abweichung kann durch den vorge gebenen Winkelbereich entsprechend den Eigenschaften der vor gesehenen aerodynamisch funktionalen Folie berücksichtigt wer den.
Das Auffinden wenigstens eines Feldes gemäß den Vorgaben ist insbesondere deshalb einfach zu realisieren und mit überschau barem Aufwand durchzuführen, weil sich der Vorgang auf das in eine zweidimensionale Ebene abgewickelte Oberflächensegment mitsamt den Strömungslinien stützt.
Das so anhand der zweidimensionalen Abwicklung aufgefundene wenigstens eine Feld wird dann dazu genutzt, aerodynamisch funktionale Folie auf den umströmten Körper aufzubringen. Dazu wird die aerodynamisch funktionale Folie, die grundsätzlich auf eine Ebene bezogene Vorzugsrichtung hinsichtlich der Über strömung aufweist (im Falle von Riblet-Folie bspw. die Längs richtung der Riblets), gemäß der Hauptströmungsrichtung des fraglichen Feldes innerhalb der Feldbegrenzung auf den um strömten Körper aufgebracht.
Dabei erfolgt die Anbringung der aerodynamisch funktionalen Folie selbstverständlich auf dem dreidimensionalen Körper mit beliebiger Geometrie. Da sowohl die Feldbegrenzung als auch die Hauptströmungsrichtung anhand der zweidimensionalen Ab wicklung erfolgt ist, die dabei letztendlich der Ausgestaltung der aerodynamisch funktionalen Struktur der Folie gleicht, ist bei einer Rückübertragung der Feldbegrenzung und der Haupt strömungsrichtung auf den eigentlichen umströmten Körper und mit einer Vorzugsrichtung daran orientierter Anbringung der aerodynamisch funktionalen Folie sichergestellt, dass die lo kale Strömungsrichtung an jedem Punkt der Folie nicht um mehr als den vorgegebenen Winkelbereich von der Vorzugsrichtung der aerodynamisch funktionalen Folie abweicht. Die grundsätzlich zweidimensional gestaltete Folie passt sich beim Aufbringen an die dreidimensionale Oberfläche des Körpers an, sodass sie selbst bei komplexeren Oberflächengestaltungen des Körpers si chergestellt bleibt, dass die lokalen Strömungsrichtungen über das gesamte Feld bzw. die darin angebrachte Folie nicht über den vorgegebenen Winkelbereich von der Vorzugsrichtung der ae rodynamisch funktionalen Folie abweicht.
Um das letztendliche Aufbringen und evtl. Zuschneiden der ae rodynamisch funktionalen Folie auf den Körper entsprechend der in der zweidimensionalen Abwicklung ermittelten Feldbegrenzun gen und Hauptströmungsrichtungen zu erleichtern, ist bevor zugt, wenn die Feldbegrenzungen und Hauptströmungsrichtungen entsprechend an dem Körper identifizierbaren Ausrichtlinien gewählt werden.
Bei den „identifizierbaren Ausrichtlinien" kann es sich um strukturelle Merkmale der Oberfläche des Körpers bspw. um Kan ten oder Spalten in der Oberfläche des Körpers handeln. Eine Ausrichtlinie ist aber auch dann identifizierbar, wenn ledig lich zwei diskrete Punkte auf der Ausrichtlinie eindeutig identifizierbar sind, die dann am Körper, bspw. mithilfe von Richtschnüren oder Klebestreifen markiert werden können. Ent sprechende Punkte einer Ausrichtlinie können bspw. durch strukturelle Merkmale der Oberfläche des Körpers wie Bohrun gen, Schrauben, Nieten, o. Ä. gebildet sein.
Damit die Feldbegrenzungen und Hauptströmungsrichtungen ent sprechend an dem Körper identifizierbaren Ausrichtlinien auf Basis struktureller Merkmale der Oberfläche des Körpers ge wählt werden können, ist es selbstverständlich bevorzugt, dass die entsprechenden Ausrichtlinien und/oder die diskreten Punkte zur Bildung von Ausrichtlinien im Computermodell des Körpers enthalten sind, sodass sie beim Auffinden von Feldern im Oberflächensegment gemäß den Vorgaben berücksichtigt werden können.
Alternativ oder zusätzlich zu identifizierbaren Ausrichtlinien auf Basis struktureller Merkmale der Oberfläche des Körpers kann wenigstens ein Teil der Ausrichtlinien auch anhand eines auf den Körper geometrisch kalibrierten projizierten Musters identifiziert werden. Bei einer entsprechend geometrisch kali brierten Projektion kann bspw. mithilfe eines Projektors, des sen Lage und Ausrichtung gegenüber der Oberfläche des Körpers exakt bestimmt oder aber vorgegeben ist, eine Ausrichtlinie auf die Oberfläche des Körpers projiziert werden, wobei für die Projektion der genaue Verlauf der Ausrichtlinie anhand des Computermodells des Körpers und der zweidimensionalen Abwick lung ermittelt wird. Es ist alternativ auch möglich, ein sich wiederholendes Muster - bspw. ein Rechteckmuster - entspre chend dem abgewickelten Oberflächensegment auf die Oberfläche des Körpers zu projizieren, welches die Geometrie des Körpers berücksichtigt. Die letztendlichen Ausrichtlinien können dann anhand des projizierten Musters identifiziert werden.
Es ist weiter bevorzugt, wenn die Hauptströmungsrichtung eines Feldes parallel zu einer Ausrichtlinie für eine Feldbegrenzung des Feldes gewählt wird. In diesem Fall kann die aerodynamisch funktionale Folie ausgehend von eben dieser Feldbegrenzung in der korrekten Ausrichtung auf den Körper aufgebracht werden, ohne dass noch eine separate Ausrichtlinie für die Hauptströ mungsrichtung ermittelt und/oder berücksichtigt werden muss.
Um das Aufbringen und das evtl. Zuschneiden der aerodynamisch funktionalen Folie einfach zu gestalten, ist bevorzugt, wenn die Feldbegrenzungen wenigstens eines Feldes auf dem abgewi- ekelten Oberflächensegment geraden Linien sind und vorzugs weise einen geschlossenen Polygonzug mit maximal 8, vorzugs weise mit maximal 6, weiter vorzugsweise mit 4 Seiten bilden. Letzteres begrenzt die Anzahl der für das letztendliche Auf bringen der aerodynamisch funktionalen Folie am Körper aufzu findenden Ausrichtlinien auf ein gut handhabbares Maß. Ist eine Feldbegrenzung auf der zweidimensionalen Fläche eine ge rade Linie, lässt sie sich problemlos - wie oben beschrieben - über lediglich zwei identifizierbare diskrete Punkte an dem Körper auffinden.
Auch wenn selbstverständlich nicht zwingend, kann die gerade Ausgestaltung der Feldbegrenzungen in der zweidimensionalen Abwicklung auch vorteilhaft für das bevorzugte Vorsehen eins oder mehrerer Schneidebänder entlang der Ausrichtlinie wenigs tens einer Feldbegrenzung des Feldes vor dem letztendlichen Aufbringen der aerodynamisch funktionalen Folie sein. Bei die sen Schneidebändern („knifeless-tapes") handelt es sich um ei nen in der Regel schmalen Klebestreifen mit integriertem Zug faden. Der Klebestreifen wird entlang der gewünschten Schnitt kante auf einer Oberfläche angebracht, bevor die Folie darüber geklebt wird. Durch Ziehen des Zugfadens senkrecht zur Ober fläche wird sowohl der Klebestreifen des Schneidbandes als auch die darüber liegende Folie exakt entlang der gewünschten Schnittkante getrennt. Die nicht benötigten Teile der Folie sowie die Reste des Klebestreifens des Schneidebands können anschließend entfernt werden, sodass nur die Folie im ge wünschten Bereich und mit der gewünschten Schnittkante auf der Oberfläche verbleibt. Mit entsprechenden Schneidebänder ent lang der Ausrichtlinie einer Feldbegrenzung des Feldes kann die aerodynamisch funktionale Folie exakt auf das gewünschte Feld zugeschnitten werden. Letzteres kann insbesondere dann von Bedeutung sein, wenn - wie bevorzugt - die aerodynamisch funktionale Folie in wenigs tens einem Feld in Form von Folienabschnitten kachelartig auf gebracht wird. Eine aerodynamisch funktionale Folie liegt häu fig in gut handhabbaren Größen konfektioniert vor, die jedoch (deutlich) kleiner sein können als ein aufgefundenes mit Folie zu versehendes Feld. In diesem Fall können mehrere Folienab schnitte nacheinander und aneinander angrenzend - also kachel artig - in dem aufgefundenen Feld angebracht werden, wobei die einzelnen Folienabschnitte korrekt ausgerichtet werden können, indem ein zweiter Folienabschnitt beim Aufbringen an einem ersten benachbarten, bereits aufgebrachten Folienabschnitt ausgerichtet wird. Der letztendliche Zuschnitt der ggf. über die Feldbegrenzungen hinausstehenden Teile einzelner Folienab schnitte kann bspw. über Schneidebänder entlang der Ausricht linie einer Feldbegrenzung des Feldes erfolgen (siehe oben).
Es ist bevorzugt, wenn der vorgegebene Winkelbereich ±7° oder geringer, vorzugsweise ±5° oder geringer, weiter vorzugsweise ±3° oder geringer ist. Entsprechende Winkelbereiche liefern bei der Mehrzahl möglicher aerodynamisch funktionaler Folien häufig einen guten Kompromiss zwischen der Größe der auffind baren Felder und der Wirksamkeit der Folie, insbesondere also der Reduzierung der Wandspannung.
Vorzugsweise werden bei dem erfindungsgemäßen Verfahren we nigstens zwei, vorzugsweise aneinandergrenzende Felder im Oberflächensegment aufgefunden. Weiter bevorzugt ist es, wenn derart viele Felder aufgefunden werden, dass das vorgegebene Oberflächensegment vollständig mit Feldern gefüllt ist.
Die aerodynamisch funktionale Folie weist vorzugsweise eine Riblet-Struktur auf. In anderen Worten handelt es sich bei der aerodynamisch funktionalen Folie bevorzugt um eine Riblet-Fo- lie, deren Vorzugsrichtung parallel zu der Längsausdehnung der Rippen verläuft.
Wie bereits erwähnt, eignet sich das erfindungsgemäße Verfah- ren besonders zur Applikation aerodynamisch funktionaler Fo lien auf ein Verkehrsflugzeug, bspw. im Rumpfbereich eines Flugzeugs.
Die Erfindung wird nun anhand einer bevorzugten AusführungsVa riante unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen bei- spielhaft beschrieben. Es zeigen:
Figur 1-5: verschiedene schematische Darstellungen zu Zwi schenschritten bei der Durchführung des erfin dungsgemäßen Verfahrens.
Im nachfolgend erläuterten Ausführungsbeispiel wird exempla- risch die Applikation einer aerodynamisch funktionalen Folie mit einer mikrostrukturierten Oberfläche in Form von Riblets, auf ein Rumpfabschnitt eines Verkehrsflugzeugs oberhalb der Wurzel eines Flügels mit dem erfindungsgemäßen Verfahren er läutert. Zu Beginn des Verfahrens wird am realen Verkehrsflugzeug der jenige Bereich bestimmt, in dem die aerodynamisch funktionale Folie angebracht werden soll. Es wird dann anhand eines Compu termodells 1 des fraglichen Verkehrsflugzeugs ein Oberflächen segment 3 ausgewählt, welches dem fraglichen Bereich 2 ent- spricht oder diesen zumindest umfasst.
Das Oberflächensegment 3 wird im Computermodell 1 mit Strö mungslinien 4 auf Basis einer unmittelbar zuvor durchgeführten Strömungssimulation ergänzt. Bei der Strömungssimulation wird die Umströmung des Computermodells 1 des Flugzeugs bei einem vorgegebenen Umströmungszustand - hier bei Reiseflug in der gewöhnlichen Reiseflughöhe des Verkehrsflugzeugs - ermittelt, aus der sich unter anderem auch Strömungslinien 4 auf der Oberfläche des umströmten Körpers ableiten lassen, welche die lokale Strömungsrichtung der letztendliche für die Wand schubspannung relevante Strömung widerspiegelt. Es ist selbst verständlich auch möglich, auf die Ergebnisse einer aus ande ren Gründen zu einem deutlich früheren Zeitpunkt als die An wendung des erfindungsgemäßen Verfahrens durchgeführten Strö mungssimulation zurückzugreifen. Auch ist es möglich, die Strömungssimulation erst nach Auswahl des Oberflächensegments 3 durchzuführen, wobei dann zumindest die Ermittlung der Strö mungslinien auf das Oberflächensegment 3 begrenzt werden kann, um ggf. Rechenleistung einzusparen.
Das Ergebnis dieser Schritte ist in Figur 1 dargestellt.
Das Oberflächensegment 3 wird anschließend - wie in Figur 2 skizziert - mitsamt den Strömungslinien 4 zu einer zweidimen sionalen Fläche 5 abgewickelt, sodass auch in der zweidimensi onalen Fläche 5 die Strömungslinien 4 - in abgewickelter Form - enthalten sind. Auch sind auf der zweidimensionalen Fläche 5 direkte Punkte, die unmittelbar am realen Flugzeug identifi zierbar sind, enthalten. Im vorliegenden Fall umfasst die zweidimensionale Fläche 5 die Positionen 6 von an der Außen haut des realen Flugzeugs erkennbare Niete (vgl. Figur 3). Die Positionen 6 können - sofern sie bereits auf dem Computermo dell 1 enthalten sind - bei der Abwicklung des Oberflächenseg ments 3 vergleichbar zu den Strömungslinien 4 mit abgewickelt werden. Alternativ ist es möglich, die Positionen 6 anhand von Konstruktionszeichnungen des Flugzeugs der abgewickelten zwei dimensionalen Fläche 5 nachträglich hinzuzufügen. In Figur 3 ist ein Teilbereich des abgewickelten Oberflächen segments 3 mitsamt den Strömungslinien 4 und den Positionen 6 der Niete dargestellt, der den mit aerodynamisch funktionaler Folie zu versehenden Bereich 2 umfasst.
Für diesen Bereich 2 werden nun Felder 10, 20, 30, 40 ermit telt, in denen die jeweils an den Strömungslinien 4 ablesbaren lokalen Strömungsrichtungen um weniger als ±5° von einer für jedes Feld 10, 20, 30, 40 vorgegebenen Hauptströmungsrichtung abweichen .
Die Felder 10, 20, 30, 40, deren Anzahl so gewählt ist, dass der Bereich 2 vollständig von unmittelbar aneinander angren zenden Feldern 10, 20, 30, 40 abgedeckt ist (wobei auch mög lich ist, das gesamte Oberflächensegment 3 mit einer geeigne ten Anzahl an Feldern 10, 20, 30, 40, ... abzudecken), sind je weils durch eine Feldbegrenzung 11, 21, 31, 41 in Form eines geschlossenen Polygonzugs mit jeweils 4 Seiten 11.1-4, 21.1-4, 31.1-4, 41.1-4 begrenzt. Die Eckpunkte der Feldbegrenzungen 11, 21, 31, 41 fallen dabei mit einzelnen, eindeutig identifi zierbaren Positionen 6 der am realen Flugzeug sichtbaren Niete zusammen. Weiterhin sind die Felder 10, 20, 30, 40 so gewählt, dass jeweils eine Seite 11.1, 21.1, 31.1, 41.1 der Feldbegren zung 10, 20, 30, 40 parallel zur jeweiligen Hauptströmungs- richtung des zugehörigen Feldes 10, 20, 30, 40 verläuft.
Das Auffinden der Felder 10, 20, 30, 40, sodass sämtliche ge nannten Bedingungen erfüllt und Eigenschaften erreicht werden, ist ohne Weiteres durch darauf ausgerichtete, an sich bekannte Methoden möglich, die bspw. auch computerimplementiert durch geführt werden können.
Anhand der so aufgefundenen Felder 10, 20, 30, 40 kann an schließend die aerodynamisch funktionale Folie auf das reale Flugzeug aufgebracht werden, wobei sichergestellt ist, dass bei Ausrichtung der aerodynamisch funktionalen Folie entspre chend der Hauptströmungsrichtung des jeweiligen Feldes 10, 20, 30, 40 die Wandschubspannung über das gesamte Feld 10, 20, 30, 40 aufgrund der an jedem Punkt im Feld 10, 20, 30, 40 nur um maximal ±5° von der Hauptströmungsrichtung abweichenden loka len Strömungsrichtung wirksam reduziert wird.
Das Aufbringen und Zuschneiden der aerodynamisch funktionalen Folie wird exemplarisch für das Feld 10 anhand der Figuren 4 und 5 beschrieben, wobei die Figur 4 das Vorgehen anhand der auf eine zweidimensionale Ebene abgewickelten Oberfläche 7 des Flugzeugs vergleichbar zu Figur 3 zeigt, während in Figur 5 die Situation auf der der dreidimensional geformten Oberfläche 7 mit den in der Draufsicht damit einhergehenden Verzerrungen angedeutet .
Es werden zunächst diejenigen Nieten an der Oberfläche 7 er mittelt, die den Positionen 6 entsprechen, welche die Feldbe grenzung 11 des aufgefundenen Feldes 10 definieren. Anschlie ßend werden die einzelnen Punkte durch auf die Oberfläche 7 anbringbare Klebestreifen markiert. Da die Feldbegrenzungen 11 in der zweidimensionalen Abwicklung geradlinig sind, ist auch das Auffinden der zugehörigen Ausrichtlinien auf der dreidi mensionalen Oberfläche 7 einfach möglich. Auf der dreidimensi onalen Oberfläche 7 verläuft die Ausrichtlinie nämlich auf dem kürzesten Weg entlang der Oberfläche 7 zwischen jeweils zwei der Positionen 6, selbst wenn die so gefundene Ausrichtlinie je nach Perspektive in der Draufsicht ggf. nicht gradlinig er scheinen mag.
Entlang derjenigen Feldbegrenzung 10.1, die parallel zu Haupt strömungsrichtung des Feldes 10 verläuft, ist es ausreichend, lediglich Klebeband zur Markierung der Ausrichtlinie vorzuse hen, während entlang der anderen Feldbegrenzungen 10.2, 10.3,
10.4 Schneidebänder vorgesehen sind.
Anschließend werden ausgehend von der Feldbegrenzung 10.1 ka- chelförmig Folienabschnitte 8 einer aerodynamisch funktionalen Folie mit einer mikrostrukturierten Oberfläche in Form von Riblets auf die Oberfläche 7 aufgebracht, wobei die Vorzugs richtung 9 der Folienabschnitte 8 bzw. die Richtung, in der die Riblets verlaufen, parallel zur Feldbegrenzung 10.1 ausge- richtet werden, was - sofern die Riblets parallel zum Rand der Folienabschnitt 8 verlaufen - problemlos möglich ist.
Die Folienabschnitte 8 werden nacheinander innerhalb des Fel des 10 kachelartig auf die Oberfläche 7 angebracht, wobei es unkritisch ist, wenn einzelne Folienabschnitte 8 über die Feldbegrenzungen 10.2, 10.3, 10.4 überstehen: Ist das Feld 10 vollständig von Folienabschnitten 8 bedeckt, können evtl, überstehende Teile mithilfe der Schneidebänder entlang der Feldbegrenzungen 10.2, 10.3, 10.4 problemlos entfernt werden.
Das anhand der Figuren 4 und 5 erläuterte Aufbringen der aero- dynamisch funktionalen Folie wird anschließend für die übrigen Felder 20, 30, 40 (vgl. Figur 3) durchgeführt.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Applikation von aerodynamisch funktionaler
Folie auf einen komplex umströmten Körper, insbesondere auf ein Verkehrsflugzeug, mit den Schritten:
- Ermittlung der Strömungslinien (4) auf der Oberfläche (7) des umströmten Körpers für einen vorgegebenen Um strömungszustand anhand eines Computermodells (1) des Körpers mithilfe von numerischer Strömungssimulation;
- Abwickeln wenigstens eines mit Strömungslinien (4) ver sehenen Oberflächensegments (3) des Computermodells (1) zu einer zweidimensionalen Fläche;
- Auffinden von wenigstens einem in sich zusammenhängen den Feld (10, 20, 30, 40) im abgewickelten Oberflächen segment (3) mit an den Strömungslinien (4) ablesbaren lokalen Strömungsrichtungen in einem vorgegebenen Win kelbereich um eine Hauptströmungsrichtung des jeweili gen Feldes (10, 20, 30, 40); und
- Aufbringen und bedarfsweises Zuschneiden von aerodyna misch funktionaler Folie auf den umströmten Körper in nerhalb der Feldbegrenzung (10.1-4, 11.1-4, 12.1-4, 13.1-4) des wenigstens einen im abgewickelten Oberflä chensegment aufgefundenen Feldes (10, 20, 30, 40) der art, dass die aerodynamisch funktionale Folie entlang der Hauptströmungsrichtung des jeweiligen Feldes ausge richtet ist.
2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Feldbegrenzung (10.1-4, 11.1-4, 12.1-4, 13.1-4) und die
Ausrichtung der Hauptströmungsrichtung entsprechend an dem Körper identifizierbaren Ausrichtlinien gewählt werden, so- dass Ausrichtung und bedarfsweiser Zuschnitt der aerodyna misch funktionalen Folie in einem Feld (10, 20, 30, 40) an hand der entsprechend identifizierten Ausrichtlinien am Körper erfolgt.
3. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausrichtlinien anhand struktureller Merkmale der Ober fläche des Körpers, die auch im Computermodell (1) abgebil det sind, und/oder anhand eines auf den Körper geometrisch kalibriert projizierten Musters identifiziert werden.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Hauptströmungsrichtung eines Feldes (10, 20, 30, 40) parallel zu einer Ausrichtlinie für eine Feldbegrenzung (10.1-4, 11.1-4, 12.1-4, 13.1-4) des Feldes (10, 20, 30, 40) gewählt wird.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Feldbegrenzungen (10.1-4, 11.1-4, 12.1-4, 13.1-4) we nigstens eines Feldes (10, 20, 30, 40) auf dem abgewickel ten Oberflächensegment gerade Linien sind und vorzugsweise einen geschlossenen Polygonzug mit maximal 8, vorzugsweise mit maximal 6, weiter vorzugsweise mit 4 Seiten bilden.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass für den bedarfsweisen Zuschnitt der aerodynamisch funktio nalen Folie vor Aufbringen der aerodynamisch funktionalen Folie ein oder mehrere Schneidebänder entlang der Ausricht linie wenigstens einer Feldbegrenzung (10.1-4, 11.1-4,
12.1-4, 13.1-4) des Feldes (10, 20, 30, 40) auf den Körper aufgebracht werden.
7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die aerodynamisch funktionale Folie in wenigstens einem
Feld (10, 20, 30, 40) in Form von Folienabschnitten (8) ka chelartig aufgebracht wird.
8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der vorgegebene Winkelbereich ±7° oder geringer, vorzugs weise ±5° oder geringer, weiter vorzugsweise ±3° oder ge ringer ist.
9. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei wenigstens zwei, vorzugsweise aneinandergrenzende Felder (10, 20, 30, 40) im Oberflächensegment (3) aufgefunden wer den.
10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei derart viele Felder (10, 20, 30, 40) aufgefunden werden, dass das vorgegebene Oberflächensegment (3) vollständig mit Feldern (10, 20, 30, 40) gefüllt ist.
11. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die aerodynamisch funktionale Folie eine Riblet-Struktur aufweist.
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