DE69430198T2

DE69430198T2 - Grossraumflugzeug

Info

Publication number: DE69430198T2
Application number: DE69430198T
Authority: DE
Inventors: Aldo Frediani
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1994-12-16
Filing date: 1994-12-16
Publication date: 2003-07-10
Anticipated expiration: 2014-12-17
Also published as: EP0716978B1; US5899409A; EP0716978A1; DE69430198D1

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein großes Transportflugzeug. Insbesondere bezieht sich die Erfindung auf ein kommerzielles Transportflugzeug mit einer Kapazität an Sitzplätzen für mehr als 450 Passagiere.
Mittelfristige Tendenzen weisen auf ein rasches Wachstum des weltweiten Flugverkehrs mit einer Verdoppelung innerhalb von zwanzig Jahren hin. Schon Ende des Jahrhunderts werden Flugzeuge der Klasse der Boeing 747 zu klein sein, weil es nicht möglich sein wird, die Flugdichte spürbar zu erhöhen, hauptsächlich wegen der Schwierigkeiten für den Flugverkehr im Bereich der größten Flughäfen.
Die Kapazitätsvergrößerung der Flugzeuge wird auch von vielen Fluggesellschaften als eine Möglichkeit gesehen, auf dem internationalen Markt wettbewerbsfähig zu bleiben. Einige Gesellschaften haben darüber hinaus auf die Notwendigkeit dieser Klasse von Flugzeugen hingewiesen. Diese Notwendigkeiten berücksichtigen kommerzielle Aspekte (größerer Komfort für die Fluggäste und die Möglichkeit des Operierens in bestehenden Flughafenstrukturen), ökonomische Aspekte (verringerter Treibstoffverbrauch je Passagier und je Flugkilometer, längere Einsatzfähigkeit des Flugzeuges und geringere Investitions- und Unterhaltkosten) und operative Aspekte und Aspekte der Umweltbelastung (Geräuschbelästigung und Luftverschmutzung). Ähnliche Bedingungen gelten auch für den militärischen Bereich und den Bereich des Gütertransportes. Derzeit sind als die größten Flugzeuge im Einsatz für Schwertransporte die Anatov An225 mit einem maximalen Startgewicht (MTOW) von 600000 Kg, einer Flügelspannweite von etwa 88 m und einer Gesamtlänge von etwa 84 m, sowie für kommerzielle Transporte die Boeing 747-400 mit einem MTOW von 395000 Kg, einer Flügelspannweite von etwa 65 m und einer Gesamtlänge von etwa 71 m.
Gegenwärtig durchgeführte Untersuchungen für die Realisierung eines Flugzeuges für den kommerziellen Transport mit einem Passagierfassungsvermögen über dem der Boeing 747-400 basieren auf der Vergrößerung traditioneller Bauweisen gegenwärtiger Flugzeuge, um Kapazitätsbedürfnisse und die oben genannten Erfordernisse zu befriedigen. Beispielsweise schlägt McDonnel- Douglas (W. J. Orlowski (Douglas Airkraft Co.)) in "A phased approach to introduce new high capacity aircraft", (eine phasenweise Annäherung an die Einführung eines neuen Flugzeugs hoher Kapazität), vorgestellt der Royal Aeronautical Society im Oktober 1993, das MD12 Transportflugzeug vor. MD12 ist ein viermotoriges Flugzeug mit einem in drei Decks unterteilten Rumpf, das von 480 Sitzplätzen bei einer Entfernung von 8100 nm (nautischen Meilen) bis zu 531 Sitzplätzen bei Entfernungen von 7500 nm variieren kann. Für die große Entfernung schlägt die Firma eine verlängerte Version der gleichen MD12 für bis zu 700 Passagiere vor. Es wird keine bahnbrechende Technologie angestrebt, sondern vielmehr eine stetige Entwicklung der Technologie, wie sie sich als Verbesserungen auf dem Gebiet der Aerodynamik, der Antriebe, der Systeme und der Materialien ergibt. Die aus Verbundmaterial hergestellten Teile sind komplettes Höhen- und komplettes Seitenleitwerk, die Steuerflächen der Flügel, die Verkleidungsübergänge, die Motorkammern und die Radarnase. Die gleichen Kriterien für den Einsatz innovativer Materialien haben sich die beiden weltweit großen Flugzeughersteller Boeing und Airbus-Konsortium zu eigen gemacht.
Boeing (J. B. Hayhurst (Boeing)) sieht in "747 Derivatives", vorgestellt im Oktober 1993 der Royal Aeronautical Society, die Entwicklung einer verlängerten Version von 747-400 der Klasse mit 500 Plätzen sowie eine Nachfolgeversion von 747-400 mit mehr als 600 Plätzen, zwischenzeitlich als "747-X New Airplane" bezeichnet, vor.
Airbus Consortium (J. Sozdruch (Airbus Industries)) schlug in "Technical challenges for large aircraft", vorgestellt im Oktober 1993 der Royal Aeronautical Society, ein Flugzeug mit 600 Plätzen mit bilobatem (zweifach gelapptem) Rumpf und Leitflächen in zwei Ebenen vor.
Abgesehen von der Tatsache, dass diese Großflugzeuge von den Konstrukteuren als einfache Vergrößerungen gegenwärtig existierender Fluggeräte vorgeschlagen wurden, ist der Anmelder der vorliegenden Erfindung der Meinung, dass die Anpassung traditioneller Bauweisen nur in engen Grenzen möglich ist unter Einschluß solcher, die aus dynamischer Überbeanspruchung, statischer und dynamischer aeroelastischer Phänomene, drastischer Verringerung struktureller Effizienz usw. sich ergeben. Aus diesem Grund wird die Vergrößerung der derzeitigen Klasse mit 400-500 Plätzen auf 600 und mehr Plätze erhebliche Entwurfsprobleme einschließen, insbesondere im Hinblick auf die Tragflächen.
Große Probleme bei der Indienststellung eines großen Flugzeugs sind auch die aus Flughafenstrukturen sich ergebenden Beschränkungen und die Probleme der Manövrierfähigkeit auf dem Boden sowie des An- und Vonbordgehens von Passagieren und Gütern; diesbezüglich ist es auch wichtig, zu bedenken, dass wegen der Integrationsfähigkeit in Flughafenstrukturen, auch wie sie in der nahen Zukunft zur Verfügung stehen werden, die Flugzeuge keinen Flächenbedarf über 80 · 80 m haben dürfen. Andere signifikante Begrenzungen bestehen für das vertikal gerichtete Seitenleitwerk, dessen Höhe so sein muß, dass das Flugzeug in bestehende Hangars gebracht werden kann, um Wartungsarbeiten durchführen zu können.
Aus der Summe der oben genannten Probleme ergibt sich, dass ein Großflugzeug der Zukunft für die Beförderung von Personen und Gütern sowie für militärische Zwecke sich nicht aus der Vergrößerung von Flugzeugen der kleineren Bauarten ergeben kann, weil der Prozeß der Vergrößerung der Abmessungen traditioneller Flugzeuge bereits in der Klasse der im Dienst befindlichen Flugzeuge seine Grenzen erreicht hat.
In der Vergangenheit wurden auch schon nicht übliche Ausgestaltungen von Flugzeugen vorgeschlagen. Im US-Patent No. 3,834,654 von Miranda ist ein Flugzeug erläutert, bei dem der vordere Flügel tief liegt und mit dem Rumpf verbunden ist, der hintere Flügel hoch liegt und am oberen Ende des Seitenleitwerkes mit diesem verbunden ist. Dieses Flugzeug ist grundsätzlich ein kleines Kampfflugzeug mit völlig anderen Problemen der Abmessungen, der Stabilität, der Regelung usw. als sie bei einem Großraumflugzeug vorliegen; beispielsweise ist ein sehr großes Flugzeug, bei dem ein Flügel mit dem oberen Ende des Seitenleitwerkes verbunden ist, statischen und Schwingungsproblemen ausgesetzt. Ein Transportflugzeug mit einer kastenförmigen Flügelausbildung ist auch beschrieben in J. Wolkowitsch. The Joined Wing: An Overview (ein Überblick), Journal of Aircraft, Seiten 161-178, 23 (1986) Mar., No. 3, New York, U.S.A.. In diesem Fall basiert die Studie auf einem Flugzeug mit üblichem Rumpf mit kreisförmigem Querschnitt und gegeneinander gepfeilten Flügeln. Der hintere Flügel wurde mit dem oberen Ende des Leitwerkes verbunden. US-Patent No. 3,942,747 von Volokowitch erläutert eine rhombische Ausbildung, bei der die Flügel an ihren Spitzen miteinander verbunden sind und der hintere Flügel mit dem Leitwerk verbunden ist. Diese Lösung entspricht nicht der Theorie von Prandtl für den besten Flügel.
EP-A-0619224 von Eger erläutert ein Leichtflugzeug mit Kastenflügeln mit Ober- und Unterflügel, die an ihren Spitzen durch Tragrohre miteinander verbunden sind und entlang der Längsachse voneinander beabstandet sind. Die Flügel weisen eine gegeneinander gerichtete Pfeilung auf. Der untere Flügel ist an einem Zwischenteil des Rumpfes befestigt, während der obere Flügel an einem Ring befestigt ist, der einen Druckpropeller umgibt, der am hinteren Teil des Rumpfes angeordnet ist. Der obere Flügel erstreckt sich von dem Ring aus in einer Ebene deutlich oberhalb der Rumpfebene. Diese Lösung ist für ein kleines Unterschallflugzeug vorgeschlagen und wäre Anlaß für nicht hinnehmbare Schwingungsprobleme bei geringen Geschwindigkeiten, falls sie bei großen Überschallflugzeugen angewendet würde.
Hauptziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Transportflugzeug mit einer Ladekapazität vorzuschlagen, die den oben genannten Bedürfnissen des Flugverkehrs in der nahen Zukunft entspricht.
Ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug des oben genannten Typs vorzuschlagen, dessen Bauweise so ist, dass die sich ergebende Flügelspannweite geringer ist als die von Flugzeugen üblicher Bauweise.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug des oben genannten Typs vorzuschlagen, dessen Leitwerk eine Gesamthöhe über dem Boden hat, die geringer ist als die bei üblichen Flugzeugen gleicher Kapazität.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug des oben genannten Typs vorzuschlagen, das eine aerodynamische Effizienz hat, die nicht geringer ist als die von gegenwärtigen Flugzeugen, während die Flügelgesamtspannweite geringer als bei gegenwärtigen Flugzeugen ist.
Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug des oben genannten Types vorzuschlagen, dessen Bauweise derart ist, dass Probleme ausgeschaltet sind, die sich aus statischen und aeroelastischen Phänomenen ergeben.
Ein nochmals anderes Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug des vorgenannten Typs vorzuschlagen, dessen Flügelstrukturen mit innovativen Materialien und innovativer Technologie so ausgeführt sind, dass ihre Sicherheit gegenüber Phänomenen der Ermüdung und des Zusammenbruches infolge Zerstörung erhöht ist und dass eine deutliche Verringerung von Baugewicht, Herstellungskosten und Unterhaltskosten erhalten wird.
Diese Ziele werden durch ein Flugzeug gemäß der vorliegenden Erfindung erhalten, deren Merkmale im Anspruch 1 festgelegt sind. Vorzugsweise ist der Flügel nahe der Rumpfspitze höher als der Flügel nahe dem Rumpfende angeordnet und bei einer insbesondere vorzugsweisen Ausführungsform der Erfindung verbinden die beiden starren aerodynamischen Flächen die beiden Flügel so miteinander, dass diese voneinander beabstandet sind.
Weitere Merkmale und Vorteile des Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung einer ihrer möglichen Ausführungsformen, die beispielhaft und nicht beschränkend ist und auf die zugehörigen Zeichnungen Bezug nimmt, in denen
- Fig. 1 in perspektivischer Darstellung eine Ansicht von vorn unten einer derzeit bevorzugten Ausführungsform eines Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung ist,
- Fig. 2 in perspektivischer Darstellung eine Ansicht von vorn oben des Flugzeugs gemäß Fig. 1 ist,
- Fig. 3 eine Stirnansicht des Flugzeugs gemäß Fig. 1 ist,
- Fig. 4 eine Draufsicht auf das Flugzeug gemäß Fig. 1 ist,
- Figen. 5, 6 und 7 schematisch drei Möglichkeiten der Verbindung der Flügelspitzen mittels starrer aerodynamischer Flächen zeigen,
- Figen. 8a, 8b und 9a, 9b in einer perspektivischen Ansicht bzw. Vorderansicht zwei weitere mögliche Wege der Verbindung der Haupttragflächen mit den genannten, aerodynamischen Flächen zeigen.
Unter Bezugnahme auf die oben genannten Zeichnungsfiguren ist ein Mehrdeckrumpf eines Flugzeuges gemäß der Erfindung mit dem Bezugszeichen 1 versehen und die vertikale Heckebene oder Seitenleitflosse ist mit dem Bezugszeichen 2 versehen und diese ist mit einer beweglichen Steuerfläche, einem Ruder 2a, verse hen. Von einem Zwischenpunkt auf der Längsachse des Rumpfes 1 aus erstreckt sich eine erste Tragfläche 3, die von zwei Teiltragflächen 3a und 3b gebildet wird, wobei die Teiltragflächen 3a und 3b vom Rumpf aus nach hinten gepfeilt sind. Vom Rumpf aus erstreckt sich in Zuordnung zum hinteren Rumpfende eine zweite Tragfläche 4, die aus zwei Teiltragflächen 4a und 4b gebildet wird, die vom Rumpf aus nach vorn zur Rumpfspitze hin gepfeilt sind. Die beiden Tragflächen 3 und 4 liegen in verschiedenen Ebenen oberhalb und unterhalb der Ebene der Rumpflängsachse und insbesondere ist die erste oder vordere Tragfläche 3 höher angeordnet als die zweite oder hintere Tragfläche 4. Die Tragflächen 3 und 4 sind außerdem an den Spitzen ihrer Teiltragflächen 3a, 4a und 3b, 4b, sofern sie auf derselben Rumpfseite liegen, mittels zweier aerodynamischer Flächen 5a und 5b, die in ihrer Ebene starr sind, miteinander verbunden. Die starren aerodynamischen Flächen 5a und 5b sind so ausgebildet, dass sie einen nur geringen Luftwiderstand bieten, innere Kräfte aufnehmen und die Tragflächen selbst in kinematischer Abhängigkeit voneinander halten. Vorzugsweise sind die aerodynamischen Flächen 5a und 5b mit beweglichen Steuerflächen 20 und 21 versehen.
Im hinteren Rumpfbereich in der Zuordnung zum Heckleitwerk 2 ist in zentraler Position ein erstes Triebwerk 6 angeordnet, während zwei zusätzliche Triebwerke 7 und 8 nächst dem Triebwerk 6 und auf beiden Rumpfseiten angeordnet sind. Bei entsprechender Flugzeugkapazität, Wahl der Triebwerke und den Sicherheitskriterien bei Starts und Landungen bei Ausfall eines der Triebwerke kann jedes Triebwerk durch ein Paar nebeneinander liegender Triebwerke ersetzt werden. Auf diese Weise kann eine Auslegung mit drei Triebwerken (wie bei der dargestellten Ausführungsform), eine solche mit fünf Triebwerken (zwei Triebwerke an den Stellen der Triebwerke 7 und 8 und ein Triebwerk an der Stelle des Triebwerkes 6) oder eine Auslegung mit sechs Triebwerken (zwei Triebwerke an der Stelle jedes der Triebwerke 6, 7 und 8) erhalten werden. Im Fall mit zwei Triebwerken an der Stelle des Triebwerkes 6 sind diese vorzugsweise zu beiden Seiten des Leitwerkes 2 in gleicher Höhe angeordnet.
Das Flugzeug weist auch ein Bugfahrwerk 11 üblicher Art und ein Hauptfahrwerk (in der Zeichnung schematisch dargestellt und mit dem Bezugszeichen 9 versehen) nahe dem Flugzeugschwerpunkt und in spezielle Kammern 10 innerhalb des Rumpfes einfahrbar auf. Den Tragflächen 3 und 4 sind nahe den Rumpfseiten verstellbare Leitflächen 13a, 13b und 14a, 14b zugeordnet, um noch zu beschreibende Funktionen zu erfüllen, während Klappen 15a, 15b entlang dem verbleibenden Teil der vorderen Tragfläche 3 angeordnet sind. Weitere Klappen 16a, 16b sind an der hinteren Tragfläche 4 angeordnet.
Beide Tragflächen 3 und 4 sind generell mit einem Zwischenflächenwinkel angeordnet. Die vordere Tragfläche 3, insbesondere, kann als Funktion der Querstabilität einen positiven, einen negativen oder keinen Zwischenflächenwinkel haben. Die Wahl eines positiven Zwischenflächenwinkels für die vordere Tragfläche macht es möglich, die Ausbildung einer Luftströmung hinter der Tragfläche zu verhindern, die sich auf den Lufteintritt in die Triebwerke 7 und 8 störend auswirken würde. Die hintere Tragfläche 4 hat einen positiven Zwischenflächenwinkel (wie in Fig. 3 dargestellt) nicht nur aus dem Grund der Querstabilität, sondern auch aus dem Grund der Vermeidung der Bodenberührung durch die Flügelspitzen beim Landen in Schräglage.
Die Tragflächenausbildung des Flugzeuges gemäß der Erfindung erlaubt eine Erhöhung der Ladekapazität des Rumpfes 1 bei Einhalten einer Tragflächenspannweite, die mit Flughafengegebenheiten vereinbar ist, und ohne die aerodynamische Effizienz gegenüber Flugzeugen in konventioneller Bauweise zu verringern. Zusätzlich ist die Übertragung von Hubkräften auf den Rumpf durch eine Mehrzahl von Lastpfaden möglich; dies erhöht die Hinnehmbarkeit von Beschädigungen der Tragflächenstrukturen ebenso wie von Beschädigungen infolge Materialermüdung, Geschoßeinschlägen usw. und, demzufolge ist die Sicherheit der Tragflächen selbst im Hinblick auf Materialermüdung und Materialbruch im Vergleich mit konventionellen Tragflügeln ebenfalls erhöht.
Wie bereits vorher schon erwähnt, laufen vordere und hintere Tragfläche an ihren Spitzen nicht zusammen, wie bei den Tragflächenausgestaltungen nach dem "Diamant"-Muster (vergl. beispielsweise DS-A-4365773), sondern bleiben durch die aerodynamischen Flächen 5a und 5b voneinander getrennt. Auf diesem Wege ist es möglich, das aerodynamische Zusammenwirken zwischen den Tragflächen, insbesondere in deren Spitzenbereichen, zu verringern oder ganz auszuschließen. Darüberhinaus ermöglichen die möglicherweise in die Elemente 5a und 5b eingefügten Steuerflächen 20 und 21 die Einwirkung reiner Querkräfte und auch die Steuerung in Querrichtung.
Die aerodynamischen Flächen 5a und 5b können von den in Fig. 5, 6 und 7 dargestellten Formen abweichende Formen haben, je nachdem ob die Spitzen der Tragflächen vertikal aufeinander ausgerichtet oder gegeneinander versetzt sind. Auf diesem Wege ist es möglich, im Entwurfstadium vordere und/oder hintere Tragfläche axial zu verschieben, ohne die Geometrie im Verhältnis zum Schwerpunkt des Flugzeuges zu verändern.
Die Flächen 5a und 5b können die Tragflächen auch in anderen Bereichen als den Spitzen miteinander verbinden, wie es in den Fig. 8a, 8b und 9a, 9b dargestellt ist. Insbesondere können die beiden Tragflächen in zweien ihrer Mittelabschnitte miteinander verbunden sein und es kann eine der Tragflächen länger als die andere sein. Die Fig. 8 und 9 sind eingeführt, um eine größere Vielfalt von Entwurfsmöglichkeiten aufzuzeigen und vor allem um Möglichkeiten aufzuzeigen, den auftretenden Stirnwiderstand zu minimieren. Darüberhinaus zeigen sie einen weiteren Bereich für die Auswahl der Beziehungen zwischen den Oberflächen von vorderer und hinterer Tragfläche auf, um Forderungen nach statischer Stabilität zu erfüllen. Auf diese Weise ist es möglich, innerhalb der Tragflächenspannweite die Anordnung der Flächen 5a und 5b zu optimieren, um Beanspruchungen zu minimieren oder Schwingungsfrequenzen der Tragflächen selbst zu verändern.
Durch die Anwesenheit der aerodynamischen Flächen 5a und 5b ist es möglich, die Tragflächen dadurch in ausgeglichener Weise vorzuspannen, dass auf die vordere und hintere Tragfläche mit umgekehrten Vorzeichen ein Vorspannungszustand aus Biegung und Torsion aufgebracht wird. In der während des Fluges mehr belasteten Tragfläche kann ein Vorspannungszustand herbeigeführt werden, der mit der Überlastung der anderen Tragfläche kompatibel ist und in der Tragflächenunterseite Druckspannungen herbeizuführen vermag, die straff unter positiven Belastungsfaktoren gehalten sind. Das macht es möglich, die maximalen Betriebsbelastungen zu reduzieren ebenso wie Amplituden von Ermüdungesspannungen unter Zugbelastung mit dem Vorteil besserer Charakteristiken der Gewichtsausnutzung und der Materialermüdung bedingten Lebensdauer. Diese Möglichkeit der Ein führung angemessener Restbelastungen ist bei keiner der konventionellen Auslegungen von Großflugzeugen möglich. Im Flugzeug der vorliegenden Erfindung kann in den Tragflächen jeder beliebige Vorspannungszustand durch "Kürzen" oder "Längen" der Flächen 5a und 5b herbeigeführt werden, um die Komponenten der Vorspannungskräfte zu erhalten, ebenso wie Drehvorspannungen zwischen den Tragflächen durch Verdrehen der Flächen erzeugt werden können.
Die vordere Tragfläche ist vorzugsweise in einer Ebene oberhalb der Ebene angeordnet, in der die hintere Tragfläche angeordnet ist, um bei Luftfahrzeugen einer bestimmten Größe zu verhindern, dass während des Fluges bei steilem Luftangriffswinkel (wie während des Startens und des Landens) die hintere Tragfläche in den Abstrom der vorderen Tragfläche gelangt, wodurch die Steuerung des Flugzeuges in solchen Situationen schwierig würde. Diese Auslegung ist auch deswegen vorzuziehen, weil die Positionierung der hinteren Tragfläche höher als die vordere Tragfläche den Einbau des mittleren Triebwerkes 6 in den Fällen problematischer machen würde, in denen dieses Triebwerk notwendig ist. Diese Lösung macht es darüberhinaus möglich, die Höhe des Fahrgestells zu begrenzen, weil die Klappen an der höheren Tragfläche nicht mit dem Boden in Berührung kommen; dieses Merkmal zusammen mit der kleineren Bemessung des Seitenleitwerkes, die durch den mit weniger Problemen behafteten Flug mit einem ausgefallenen Triebwerk möglich geworden ist, (was sich wiederum aus der Position der Triebwerke am Rumpf statt in ihrer Zuordnung zu der Tragfläche ableitet) ermöglicht die Verringerung der Höhe des Flugzeugs über Grund bei der Erfindung im Vergleich mit konventionellen Flugzeugen.
Das Fehlen jeglicher bemerkenswerter aerodynamischer Wechselwirkungen zwischen der hinteren Tragfläche und dem Seitenleitwerk macht es darüberhinaus möglich, das Leitwerk 2a genau einzustellen. Zusätzlich neigt eine mögliche Verbindung zwischen der hinteren Tragfläche und dem Leitwerk (wie in US-A-4365773), als Spitze von Problemen des aerodnamischen Zusammenwirkens zwischen der Tragfläche selbst und dem Triebwerk 6, dazu, die hintere Tragfläche bei Querbewegungen flexibel zu machen, was zu möglichen aeroelastischen und dynamischen Phänomenen führt, die für die bauliche Sicherheit des Flugzeugs und den Komfort der Passagiere potentiell gefährlich sind; diese Unzuträglichkeiten bestehen nicht bei einer Tragflächenausbildung des Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung. Eine weitere Unzulänglichkeit liegt in der "diamantförmigen" Ausbildung der Tragflächen beim US-A-4365773. Tatsächlich ist aufgrund von Studien, die in den Zwanzigerjahren von Prandtl durchgeführt wurden, der Bewegungswiderstand eines zweiflügeligen Flugzeuges gleichen Auftriebes und gleicher Flügelspannweite wie eines konventionellen Flugzeuges geringer als der eines konventionellen Flugzeuges und tendiert gegen die Hälfte des Wertes eines traditionellen Flugzeuges, wenn der Abstand zwischen den beiden Tragflächen eines Doppeldeckers zum Infiniten tendiert. Diese Eigenheit ist nicht von der Pfeilung der Tragflächen abhängig. Dies macht es möglich, den Vortriebswiderstand des Doppeldeckers relativ zum üblichen Eindecker abzusenken, wenn beide gleiche Flügelspannweite haben oder es ist möglich, die Flügelspannweite zu verringern (eine bedeutsame Erkenntnis für große Flugzeuge der Zukunft) bei Beibehaltung des selben Luftwiderstandes.
Die "Diamant"-konfigurationen bieten diese möglichen und wesentlichen Vorteile nicht.
Eine Lösung, mit der vorderen Tragfläche niedriger und der hinteren Tragfläche höher mit dem Rumpf verbunden, ist unter den Gesichtspunkten der Aerodynamik (ausgenommen einem unterschiedlichen Grundeffekt) und der Struktur gleichwertig der Lösung mit einer niedrigen hinteren und einer höheren vorderen Tragfläche und fällt deswegen ebenfalls unter Geist und Sinn der vorliegenden Erfindung.
Es sollte auch bemerkt werden, dass die Tragflächenkonfiguration des Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung derart ist, dass die statischen aeroelastischen Probleme bezüglich der vorderen Tragfläche durch das Vorhandensein ihrer Verbindung mit der hinteren Tragfläche bzw. umgekehrt gelöst sind. Beispielsweise kann das Problem der Torsionsdivergenz der nach vorn gepfeilten Tragfläche 4 durch den stabilisierenden Effekt der nach hinten gepfeilten Tragfläche 3 gelöst werden und umgekehrt, weil die Tragflächen 3 und 4 durch die Flächen 5a und 5b miteinander verbunden sind. Darüberhinaus können die Probleme der abnehmenden Querruderwirksamkeit (aileron efficiency) der nach hinten gepfeilten Tragfläche, die, im Fall von Tragflächen mit großem Pfeilungswinkel, eine niedrige Querrudergegengeschwindigkeit bewirken könnten, durch Prositionierung der Querrudersteuerungen 16a und 16b auf der nach vorn gepfeilten Tragfläche gelöst werden, was, wie bekannt, eine hohe Querruderwirksamkeit zur Folge hat. Diese hohe Effizienz erlaubt die Verwendung reduzierter Flächenkontrollen, die deshalb einfacher und leichter als die konventioneller Flugzeuge sein können.
Die besondere Tragflächenausgestaltung des Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung erlaubt eine reine Neigungslongitudinalsteuerung (pure pitch longitudinal control) durch einan der entgegengerichtete Drehungen der verstellbaren Flächen 13a, 13b der vorderen Tragfläche und 14a, 14b der hinteren Tragfläche. Die verstellbaren Flächen haben eine beschränkte Breite, die vorgegeben ist durch den großen Abstand zwischen den Flächen selbst. Die reine Neigung kann auch mit Steigen verbunden sein; im Fall geteilter vorderer oder hinterer verstellbarer Flächen kann das mit dem Drehmoment verbundene Neigen positiv oder negativ sein. Eine reine Neigungskontrolle ist bei keinem konventionellen Flugzeug möglich.
Der nach hinten gepfeilten Tragfläche sind Klappen 15a und 15b zugeordnet, die sich über den größeren Bereich der Flügelspannweite erstrecken. Auf diese Weise, bei gestreckten Klappen, ist es möglich, einen Steig/Sink-flug zu bewirken, der einer elliptischen Form mehr angenähert ist und deshalb während Start und Landung ein Minimum an Luftwiderstand hervorgerufen wird, was gegensätzlich zu konventionellen Flugzeugen ist. Diese Klappen können eine bezüglich der Kegelform der Tragflächen variable Sehnenlänge haben und sie können entlang der Öffnung derart ausgezogen werden, dass eine Tragfläche erhalten wird, die bei ausgefahrenen Klappen eine verringerte Pfeilung im Vergleich zu der bei eingezogenen Klappen hat; diese Möglichkeit ist insbesondere bei geringen Geschwindigkeiten nützlich und kann mit Klappen erhalten werden, deren Sehne kürzer als bei konventionellen Flugzeugen ist. Darüberhinaus wird bei gestreckten Klappen ein geringeres Moment aus aerodynamischer Kraft erhalten als bei konventionellen Flugzeugen und zwar durch die Klappengeometrie und weil die Tragfläche einen wesentlich kleineren Flächenbereich (etwa die Hälfte) hat als der konventioneller Flugzeuge. Noch ein weiterer Vorteil besteht in der Möglichkeit, größere maximale Auftriebszahlen während der Landung zu erreichen, was das Landen mit geringerer Geschwindigkeit als bei konventionellen Flugzeugen möglich macht und einen niedrigeren Wert der Mindestfluggeschwindigkeit. Die Anordnung des Hauptfahrwerkes 9 innerhalb des Rumpfes macht dessen Struktur zwar komplexer, macht es aber auch möglich, mehrere Vorteile zu erhalten und zwar sowohl bezüglich der Auslegung der Tragflügel als auch des Komforts für die Fluggäste und die Mannschaft während der Landung. In der Tat würde im Fall der Anordnung des Fahrwerkes 9 in der hinteren Tragfläche 4 die am meisten einschränkende Auslegungsbedingung für die Tragfläche die Schwenkung des Fahrwerkes vor Beginn des Steigfluges sein mit der Konsequenz geringer Effizienz während des Fluges selbst. Außerdem würden während der Landung die linearen und externen Beschleunigungen, denen Pilot und Passagiere im vorderen Rumpfbereich ausgesetzt sind, abhängig von ihrem Abstand vom Fahrwerk, spürbar sein. Es sollte bemerkt werden, dass die Befreiung der hinteren Tragfläche (so wie es auch bei der vorderen Tragfläche der Fall ist) von der Konzentration von Kräften, die vom Fahrwerk und den Triebwerken ausgehen, die Anwendung innovativer Materialien, wie Kompositmaterialien, erleichtert, wie es weiter unten erörtert wird.
Bei der Ausführung der vorliegenden Erfindung erfolgt beim Dauerflug und unter jeder anderen Flugbedingung eine Unterteilung der Auftriebskräfte zwischen beiden Tragflächen und beide tragen zum Auftrieb bei.
Ein weiterer Vorteil des Flugzeuges gemäß der vorliegenden Erfindung besteht in der Tatsache, dass, weil die Tragflächen aerodynamisch einwandfrei sind und eine geringere Länge haben, mit dem Ausschalten aeroelastischer Phänomene, der Abwesenheit der Befestigungen der Triebwerke und des Laufwerkes sowie Ver einfachung der Steuerflächen die Tragflächen aus fortschrittlichen Materialien hergestellt werden können. Insbesondere können die Tragflächen aus Verbundmaterialien hergestellt werden, wie es mit Glare® laminierte Materialien und dergl. sind, oder Kombinationen zweier Materialien, wie sie als Schichten aus Glasfasern in Kombination mit Schichten aus Kompositmaterial und Glare® erhalten werden mit der Folge einer Gewichtsverringerung ebenso wie einer Verringerung der Kosten im Vergleich mit konventionellen Bauweisen. Die Verwendung von Glare® oder ähnlichen Materialien als äußere Umhüllung der Tragflächen macht es auch möglich, die Probleme zu lösen, die sich aus aufgebrachten Stößen ergeben, Sicherheit gegen Blitzeinschläge zu bieten ebenso wie eine Oberflächenbeschaffenheit hoher Qualität möglich ist. Dieser Aspekt zusammen mit dem einer kürzeren aerodynamischen Profilsehne als bei gegenwärtigen Flugzeugen, erlaubt die Verwendung spezieller Tragflächen, die laminare Tragflächen genannt werden, und die es möglichen machen, die Grenzschicht unter laminaren Strömungsbedingungen zu halten und dabei einen niedrigen Reibungskoeffizienten auf einem beachtlichen Teil der Profilsehne zu haben, im Gegensatz zu konventionellen Flugzeugen.
Schließlich ist der Rumpf in drei oder mehr Decks unterteilt; im Fall kommerziellen Transportes kann das unterste Deck hauptsächlich als Raum für Gepäck und Frachtgut reserviert werden, während die oberen Decks dem Personentransport vorbehalten sind. Die Auslegung gemäß der vorliegenden Erfindung erlaubt eine Vergrößerung des verfügbaren Volumens, während jegliche andere Abmessung des Rumpfes die gleiche ist als Folge des kleineren Teiles des Rumpfes, den die Tragflächen kreuzen.

Claims

1. Großraumflugzeug mit einem Fassungsvermögen von mehr als 450 Sitzplätzen, mit mehreren Passagierdecks, mit einem Seitenleitwerk (2), mit einem ersten Flügel (3), der sich von einem Zwischenpunkt auf dem Rumpf (1) aus erstreckt, einem zweiten Flügel (4), der sich vom hinteren Teil des Rumpfes aus erstreckt, wobei erster und zweiter Flügel in zwei vertikal voneinander beabstandeten Ebenen liegen, wobei der erste Flügel (3) von zwei Halbflügeln (3a, 3b) gebildet wird, die zum hinteren Rumpfende hin bogenförmig sind, wobei auch der zweite Flügel (4) von zwei Halbflügeln (4a, 4b) gebildet wird, die zum vorderen Rumpfende hin bogenförmig sind und wobei erster und zweiter Flügel mit einander verbunden sind und hierzu in entsprechender Zuordnung zu den beiden Halbflügeln auf jeder Rumpfseite starre, aerodynamische Flächen (5a, 5b) vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, dass sich der eine der beiden Flügel im Bereich der Oberseite, der andere Flügel im Bereich der Unterseite des Rumpfes sich erstreckt.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, bei dem der erste Flügel (3) in einer Ebene oberhalb der Ebene liegt, in der der zweite Flügel (4) angeordnet ist.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, bei dem der erste Flügel (3) in einer Ebene unterhalb der Ebene liegt, in der der zweite Flügel angeordnet ist.

4. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem die aerodynamischen Flächen (5a, 5b) mit der jeweiligen Halbflügelspitze verbunden sind.

5. Flugzeug nach den Ansprüchen 1, 2 und 3, bei dem die jeweilige der aerodynamischen Flächen (5a, 5b) mit einem Zwischenpunkt von zumindest einem der Halbflügel verbunden ist.

6. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem die starren aerodynamischen Flächen (5a, 5b) verstellbare Steuerflächen (20, 21) aufweisen.

7. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem der zweite Flügel (4) einen positiven Raumwinkel hat.

8. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem der erste Flügel (3) einen positiven Raumwinkel hat.

9. Flugzeug nach Anspruch 1, bei dem eine Landeeinrichtung im Flugzeugrumpf nahe dem Flugzeugschwerpunkt angeordnet ist.

10. Flugzeug nach Anspruch 4, bei dem die Spitzen der Halbflügel (3a, 4a und 3b, 4b), die durch die aerodynamischen Flächen (a5, 5b) miteinander verbunden sind, unmittelbar oder versetzt relativ zueinander angeordnet sind.

11. Flugzeug nach Anspruch 5, bei dem einer von erstem und zweitem Flügel länger als der andere ist und mit diesem in einem Zwischenpunkt mittels der jeweiligen der aerodynamischen Flächen verbunden ist.

12. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem erster und zweiter Flügel (3, 4) vorgespannt sind, mit selbstausgleichendem, vorgespanntem Zustand in einander gegenüberliegenden Fixpunkten und im Biege- und Torsionstyp mittels der aerodynamischen Flächen (5a, 5b).

13. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem auf dem zweiten Flügel (4) zur Steuerung in Querrichtung verstellbare Flächen (16a, 16b) vorgesehen sind.

14. Flugzeug nach den vorhergehenden Ansprüchen, bei dem für einen großen Teil des ersten Flügels (3) Flügelklappen (15a, 16b) vorgesehen sind, die für den Start zu einer etwa elliptischen Flügelform führen.

15. Flugzeug nach den vorstehenden Ansprüchen, bei dem die Flügel aus Verbundmaterial, laminiertem Material und/oder einem Kombinationmaterial aus beidem bestehen.

16. Flugzeug nach den vorhergehenden Ansprüchen, bei dem auf dem ersten Flügel (3) und auf dem zweiten Flügel (4) beiderseits des Rumpfes und nahe ihm verstellbare Steuerflächen (13a, 13b, 14a, 14b) vorgesehen sind.