Die Gestaltung möglichst optimaler aerodynamischer Eigenschaften eines Flugkörpers war und ist eines der vordringlichsten Ziele der Flugzeugkonstrukteure . Vor allem wird daran gearbeitet, den Luftwiderstand in Relation zum Auftrieb der Flugkörper immer weiter zu verringern. Hierbei sind seit Beginn der Luftfahrt „schwerer als Luft" beachtliche Fortschritte erzielt worden. Dennoch scheint das Potenzial an möglichen Verbesserungen noch nicht ausgeschöpft, denkt man nur allein an die Erkenntnisse aus der Bionik.

Nachfolgende Erfindung nimmt sich insbesondere zweier Probleme an:

> dem Strömungswiderstand der Tragflächen, in Verbindung mit > dem Strömungswiderstand (Stirnwiderstand) der Triebwerke

Zwei der Einflussfaktoren auf den Strömungswiderstand der Tragflächen sind der Aufbau und das Verhalten der Grenzschicht, zwischen der umströmenden Luft und der Tragflächenoberfläche.

Wesentliche Einflussfaktoren auf den Stirnwiderstand der Triebwerke ist zum einen deren Fläche, die heute ca. 40- 70 % des Rumpf querschnittes, über alle Triebwerke ermittelt, ausmachen kann, zum anderen deren spezifischer Strömungswiderstand, der für die Stirnflächen der Triebwerke als senkrecht zur Flugrichtung stehende Kreisflächen relativ hoch ausfällt. Damit erreichen die Stirnwiderstände moderner Triebwerke einen erheblichen Anteil am Gesamtströmungswiderstand des Flugkörpers.

2. Lösungsansätze

Seit Längerem wird an der gezielten Beeinflussung der Grenzschicht gearbeitet. Es sind bereits erfolgreiche Versuche zur Absaugung der Grenzschicht von der oberen Oberfläche der Tragflächen, speziell im militärischen Bereich, bekannt. Es ist dabei möglich, diese abgesaugte Grenzschicht (Luft) dem/ den Triebwerken zuzuführen, die gleichsam den Unterdruck für die Grenzschichtabsaugung erzeugen. Dabei spielt dieser Luftstrom bisher für die Beatmung der Triebwerke eher eine untergeordnete Rolle und verschlechtert tendenziell deren Parameter, da eine zusätzliche aerodynamische Leistung im Ansaugkanal aufgebracht werden muss, welche die Verdichterleistung für die Triebwerke schwächt.

Es wird dabei von allgemein üblichen Strahltriebwerken mit axialem Verdichter- und Turbinen- als auch Bläseraufbau ausgegangen.

ERSATZBLATT Mithin geht es um eine möglichst kraftsparende Grenzschichtabsaugung.

Flugzeugtriebwerke sind heute in der überwiegenden Mehrheit als sog. ZTL- oder Bläser- Turbinentriebwerke mit relativ hohem Nebenstrom- Verhältnis ausgeführt ( sog. Turbofans ). Daraus resultiert ihr verhältnismäßig großer Luftbedarf und, infolge dessen, der großflächige Triebwerkseinlass, der die Stirnfläche maßgeblich bestimmt (Bild 1 zeigt das Flügelprofil mit Triebwerksgondel) . Die Verringerung des Stirnwiderstandes kann demnach nicht über die Verkleinerung der Stirnfläche, sondern allenfalls über die Reduzierung des spezifischen Strömungswiderstandes erfolgen. Dies wäre durch eine aerodynamisch optimierte Verkleidung des Lufteinlasses möglich, die jedoch die Luftzufuhr zum Triebwerk versperren würde.

3. Technische Lösung

3.1. verbale Lösungsbeschreibung

Es ist möglich, beide o.g. Probleme, d.h. grenzschichtbedingter Strömungswiderstand und Triebwerks- Stirnwiderstand, gemeinsam zu lösen, d.h. sie zu senken.

Dazu ist es erforderlich, die Triebwerkseinlässe aerodynamisch optimiert zu verkleiden und einen anderen, widerstandsarmen Weg für die Ansaugluft zu finden. Dies reduziert zunächst den Stirnwiderstand der Triebwerke (Bild 2 zeigt das Flügelprofil mit Triebwerksverkleidung im Schnitt) . Die Ausformung dieser Verkleidung und die Ausgestaltung des Weges der Ansaugluft sind nicht Gegenstand des Patentes. Nutzt man zur Luftansaugung dann möglichst die gesamte verfügbare Tragflächenoberseite bzw. darin eingebrachte Öffnungen in optimierter Form, Größe und Anordnung, so ist es möglich, damit gleichzeitig die Grenzschicht von der Tragflächenoberfläche abzusaugen und den Strömungswiderstand derselben zu reduzieren ( Bild 2 und Ausschnitt AA mit Darstellung einer MikroÖffnung ) . Die Ausführung der benannten Öffnungen ist nicht Gegenstand dieses Patentes.

Somit entsteht eine Kombination aus Grenzschichtabsaugung und aerodynamisch optimierter Verkleidung der Triebwerke, was beides zur Reduzierung des Strömungswiderstandes ohne negative Beeinflussung des Auftriebes beiträgt.

Dabei ist es zweckmäßig, die Triebwerksgondeln in Längsrichtung nach hinten zu versetzen, um die Wege für die Ansaugluft möglichst kurz zu halten. Dadurch entsteht eine Schwerpunktverlagerung des Flugkörpers nach hinten, die durch eine entsprechende Verlagerung des Tragflächenansatzes auszugleichen ist. Teilweise wird die Schwerpunktverlagerung etwas kompensiert durch das Gewicht der vor dem Lufteinlauf angebrachten Verkleidungen ( Bild 3 und Bild 4 ). In der Ansicht des Flugkörpers von vorn (Bild 5) wird das Triebwerk dann von der Verkleidung verdeckt.

3.2 Überschlägige strömungstechnische Plausibilitätsrechnung an einem Beispiel:

Geht man von einem Verkehrsflugzeug von z.B. 300 t Startmasse aus, so werden Triebwerke mit einem Gesamt- Standschub von ca. 700- 800 kN benötigt. Moderne Turbofan- Triebwerke benötigen eine Lufteinlassfläche von ca. 0,015-0,020 ma/kN Standschub. Somit beanspruchen die Stirnflächen der Triebwerke für o.g. Verkehrflugzeug zusammen ca. 12 m2, also z.B. 2 Triebwerke ä 6 m2 Lufteinlassfläche ( = Stirnfläche ) . Heute üblich sind Tragflächenbelastungen von ca. 600 kg/ m2, demnach benötigt o.g. Verkehrsflugzeug eine nutzbare Tragfläche von ca. 500 m2. Nach Abzug von pauschal 20 % für die Mechanik der Fahrwerke und entsprechender Kraftstofftanks verbleiben ca. 400 m2 davon. Unterstellt man, dass wenigstens 45 % davon mit dem Gesamtquerschnitt aller MikroÖffnungen für die Grenzschichtabsaugung belegt ist, ergeben sich 180 m2 wirksamer Ansaugluftquerschnitt, mithin ca. 15 x mehr als die Stirnfläche der Triebwerke. Damit entsteht in den MikroÖffnungen eine Strömungsgeschwindigkeit von nur ca. 6,7 % des Wertes im Ansaugquerschnitt der Triebwerke. Nimmt man für die Triebwerkseinlässe einen Durchmesser von 2,8 m (entspr. ca. 6 m2) und 1,5 m Länge an, so tritt bei einer üblichen Strömungsgeschwindigkeit um 100m/s ein Druckverlust über die Triebwerkseinlässe von ca. 25 Pa auf. Dabei wird von einem vernachlässigbar kleinen Strömungswiderstand im Einströmteil der Luftansaugung ausgegangen. Nimmt man weiter für die MikroÖffnungen 2,8 mm im Durchmesser (entspr. ca. 6 mm2 ) und 15 mm in der Länge an , so beträgt deren Anzahl ca. 30 Mio. Stück auf o.g. 400 m2 Gesamtfläche, mit einer effektiven Lufteintrittfläche aller MikroÖffnungen von 180 m2. Die Strömungsgeschwindigkeit liegt hier bei 6,7 m/s ( Bild 5 ) . Damit ist die Strömung noch sicher laminar. Unterstellt man für die MikroÖffnungen und deren Ein- und Ausströmteil etwa die gleiche aerodynamische Güte wie sie auf den Ansaugkanal der Triebwerke zutrifft, so ergibt sich über jede MikroÖffnung und damit über alle MikroÖffnungen gleichzeitig ein Druckverlust von ca. 8- 10 Pa.

Geht man im Weiteren von einem zusätzlichen Druckverlust von 10- 15 Pa für die Durchströmung des Inneren der Tragflächen (Flügelkasten) bis zu den Triebwerken aus, so führt das letztendlich zu insgesamt ca. 45-50 Pa (ca. 0,5 mBar = 0,5 Tausendstel des atmosphärischen Drucks) Gesamt- Druckverlust, und damit etwa zu einer Verdopplung des Ansaugluft- Strömungswiderstandes für die Triebwerke. Dieser Wert liegt noch deutlich unter dem Ansaugluft- Strömungswiderstand für Gasturbinen auf Basis von Flugzeugtriebwerken im stationären Betrieb, so dass nur eine geringfügige Effϊzienzminderung der Triebwerke ( a]- Leistungseinbuße b]- und Wirkungsgradverschlechterung ) zu erwarten ist. Weitere Einschränkungen der verfügbaren Gesamtfläche aller MikroÖffnungen durch tragende Komponenten im Flügel sind damit noch begrenzt verträglich bzw. können durch etwas größere MikroÖffnungen im Druckverlust kompensiert werden.

a] kann durch entsprechend geringfügige Dimensionierungsreserven bei den Triebwerken, insbesondere im Verdichter- und Bläserbereich, erforderlichenfalls kompensiert werden, b] ist gegen den gesamtwirtschaftlichen Vorteil aus der Reduzierung des Strömungswiderstandes des Flugkörpers abzuwägen.

Damit ist strömungstechnisch die gesamte Ansaugluftbereitstellung über die Oberfläche der Tragflächen grundsätzlich beherrschbar.

4. Vorteile der technischen Lösung

4.1. Reduzierung des Stirnwiderstandes der Triebwerke, damit des gesamten Strömungswiderstandes des Flugkörpers, dem zufolge 4.2. Reduzierung des Schubkraftbedarfes und damit der Triebwerksleistung, woraus 4.3. eine Treibstoffeinsparung resultiert. Diese ermöglicht 4.4. entweder eine Verringerung der Flugzeugleermasse, da mit der Treibstoffeinsparung die notwendige Treibstoffzuladung und damit die Zuladung insgesamt, bei unveränderter Reichweite, sinkt, und/ oder 4.5. bei gleicher Treibstoffzuladung eine größere Reichweite des Flugkörpers erreicht wird. 4.6. Verbesserung des Verhältnisses zwischen Auftriebskraft und induziertem Strömungswiderstand der Tragflächen, damit zusätzliches Auftreten gleicher Vorteile wie in 4.2. - 4.5. beschrieben. 4.7. Reduzierung der Baukosten für Flugkörper, bei Beibehaltung von Nutzlast und Reichweite, durch geringeren Materialeinsatz bei der Zelle und durch "Einsatz leistungsschwächerer Triebwerke, resultierend aus 4.2.

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