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Dieses
Patent betrifft eine Flugzeuganordnung mit hoher Aerodynamik; insbesondere
ist das patentgemäße Flugzeug
als Hochleistungstrainingsmaschine mit sekundärem Einsatzpotenzial ausgeführt.
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Viele
Flugzeuge müssen
einfach fliegbar sein und entsprechend dem auszuführenden
Auftrag besondere dynamische Eigenschaften haben.
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Typische
Beispiele für
die oben Genannten umfassen Leichtflugzeuge für Kunstflüge, Trainingsmaschinen und
Kampfflugzeuge.
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Diese
Flugzeuge müssen
oft mit großen
Angriffswinkeln (der Winkel zwischen dem Flugzeug und der Windgeschwindigkeit
zu einem beliebigen Zeitpunkt) fliegen.
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Es
ist leicht verständlich,
dass das Flugzeug unter diesen Flugbedingungen sehr stabil und für den Piloten
leicht steuerbar sein muss, um während
des Flugs eine sichere Lage aufrecht zu erhalten.
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Diese
Stabilität
wird unter Verwendung spezieller automatischer Einrichtungen erreicht,
welche Kräfte
und Momente zum Ausgleich unerwünschter Fluglagen
erzeugen können.
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Während die
Flugzeugstabilität
entlang der Querachse durch eine Optimierung der Stabilitätsreserve
und Verdopplungszeitamplitude gesteuert werden kann, ist eine Instabilität in Querrichtung
(auf der "Längs-" und "Hochachse") bei hohen Angriffswinkeln
selbst bei Verwendung hoch entwickelter Flugsteuerungssysteme schwer
steuerbar.
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Es
ist daher erforderlich, die Stabilität des Flugzeugs in Querrichtung
bis hin zu hohen Angriffswinkeln zu maximieren, um eine Steuerung/Wendigkeit
des Flugzeugs zu ermöglichen
und Flugabweichungen und ein Trudeln zu vermeiden.
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Gewöhnlich,
und insbesondere in letzter Zeit, ist versucht worden, einfach die
aerodynamische Form des Flugzeugrumpfs und anderer Flugzeugteile
zu verändern.
Bis jetzt haben diese Versuche nicht zu erfolgreichen Ergebnissen
geführt.
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Im
Rahmen der oben aufgeführten
Erfordernisse ist es deshalb eine Aufgabe dieses Patents, die erwähnten Probleme,
insbesondere das für
eine Flugzeuganordnung mit verbesserter Aerodynamik relevante Problem,
zu vermeiden und das Flugzeugverhalten speziell bei Flügen mit
hohen Angriffswinkeln zu optimieren.
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Eine
weitere Aufgabe dieses Patents ist es, eine Flugzeuganordnung mit
verbesserter Aerodynamik bereitzustellen, mit welcher Schütteleffekte
reduziert werden können,
welche für
Flügel
mit dünnem Profil,
geringem Aspektverhältnis
und variabler Wölbung
typisch sind.
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Eine
weitere Aufgabe dieses Patents ist es, eine Flugzeuganordnung mit
hoher Aerodynamik bereitzustellen, mit welcher der Verlust einer
Stabilität
in Querrichtung und die durch die Triebwerksströmung nahe der Seitenwand des
Flugzeugrumpfs und dem horizontalen Leitwerk erzeugten negativen
Auswirkun gen erfolgreich vermieden werden können, soweit Strömungswiderstand,
Stabilität
und Längssteuerung
betroffen sind.
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Eine
weitere Aufgabe dieses Patents ist es, eine Flugzeuganordnung mit
verbesserter Aerodynamik bereitzustellen, welche ein Abfangen eines
Trudelns ermöglicht,
was im Allgemeinen das Flugzeugverhalten bei großen Angriffswinkeln optimiert.
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Diese
und weitere Aufgaben werden durch eine Flugzeuganordnung mit verbesserter
Aerodynamik gemäß Anspruch
1 gelöst.
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Insbesondere
ist das patentgemäße Flugzeug
vorteilhafterweise wie eine Hochleistungs-Trainingsmaschine mit
sekundärem
Einsatzpotential ausgeführt.
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Die
Anordnung umfasst eine Doppeltriebwerks-"Formel" und ist gekennzeichnet durch eine Reihe
sehr spezieller struktureller Einzelheiten.
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Die
(Tandem-)Doppelsitzkabine mit miteinander verbundenen Flugsteuerungen
ist an einen Vorkörper
mit einem im Wesentlichen kreisförmigen und
variablen Querschnitt gekoppelt, gekennzeichnet durch ein geringes
Aspektverhältnis,
welches für Flüge bei hohen
Angriffswinkeln optimiert ist. In diesem Raum kann ein Radar für die Einsatzversion
des Flugzeugs einfach integriert werden.
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Die
Form und die Abmessungen des Vorkörpers sind optimiert, um eine
Wirbelinteraktion mit den aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs
bei mittleren/großen
Angriffswinkeln zu verringern. Die erwähnten Eigenschaften ermöglichen
eine Verringerung der Richtungsasymmetrien bei großen Angriffswin keln,
welche für
einen Vorkörper
mit kreisförmigem
oder elliptischem Querschnitt typisch sind.
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Außerdem unterscheidet
sich das Flügelprofil
von den Standardflügelprofilen,
um ein System zu integrieren, mit welchem Schütteleffekte minimiert werden
können,
welche für
Flügel
mit dünnem
Profil, geringem Aspektverhältnis
und variabler Wölbung
typisch sind.
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Die
aerodynamische Ausführung
umfasst auch eine LEX (Flügeleintrittskantenverlängerung)-Wirbelleiteinrichtung,
welche eine geeignete Größe aufweist,
um das Aufplatzen von LEX-Wirbeln bei mittleren/großen Angriffswinkeln
zu symmetrisieren, weil das symmetrische Aufplatzen von Wirbeln eine
Aufrechterhaltung der Stabilität
in Querrichtung und Steuerbarkeit des Flugzeugs bei mittleren/großen Angriffswinkeln
ermöglicht.
Eine solche LEX ist in "Vertical
Tail Buffeting of Fighter Aircraft", B. H. K. Lee, Progress in Aerospace
Sciences 36, Seiten 193–279
(ELSEVIER SCIENCE LTD., April 2000) offenbart.
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Das
patentgemäße Trainingsflugzeug
hat zumindest einen Triebwerkslufteinlass, mit welchem die Leistungsfähigkeit
und ein geeigneter fluiddynamischer Übergang zum Triebwerk sichergestellt
werden kann. Die Integration eines in eine LEX integrierten typischen
Abweisers in die obere Lippe eines Lufteinlasses ist bei dieser
Ausführung
nicht vorgesehen.
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Schließlich ermöglicht das
horizontale Versetzen von Leitwerken eine Verringerung des durch das
Heck des Flugzeugrumpfs erzeugten aerodynamischen Strömungswiderstands,
um das Trudelverhalten des Flugzeugs zu optimieren und die aerodynami sche
Ausführung
des Flugzeugs für
Manöver bei
großen
Angriffswinkeln zu verbessern.
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Weitere
Aufgaben und Vorteile dieses Patents sollten durch die folgende
Beschreibung und die angefügten
Zeichnungen deutlich werden, welche lediglich für ein nichtlimitierendes Beispiel
vorgesehen sind. Es zeigen:
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1 eine
Seitenansicht eines patentgemäß ausgeführten Flugzeugs,
insbesondere eines Trainingsflugzeugs;
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2 eine
Draufsicht auf ein patentgemäß ausgeführtes Flugzeug,
insbesondere eines Trainingsflugzeug;
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3 eine
Unteransicht eines patentgemäß ausgeführten Flugzeugs,
insbesondere eines Trainingsflugzeugs;
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4 eine
Frontansicht eines patentgemäß ausgeführten Flugzeugs,
insbesondere eines Trainingsflugzeugs;
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5 eine
Rückansicht
eines patentgemäß ausgeführten Flugzeugs,
insbesondere eines Trainingsflugzeugs;
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6 einen
Querschnitt entlang der Linie VI-VI der 2;
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7 eine
teilvergrößerte Ansicht
einer Einzelheit der patentgemäß ausgeführten Flugzeuganordnung,
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8 einen
Querschnitt entlang der Linie VIII-VIII der 7;
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9 einen
Querschnitt entlang der Linie IX-IX der 7;
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10 einen
Querschnitt entlang der Linie X-X der 7;
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11 einen
Querschnitt entlang der Linie XI-XI der 7;
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12 einen
Querschnitt entlang der Linie XII-XII der 7;
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13 einen
Querschnitt entlang der Linie XIII-XIII der 7;
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14 einen
Querschnitt entlang der Linie XIV-XIV der 7;
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15 einen
Querschnitt entlang der Linie XV-XV der 7;
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16 einen
Querschnitt entlang der Linie XVI-XVI der 7;
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17 einen
Querschnitt entlang der Linie XVII-XVII der 7;
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18 eine
vergrößerte Ansicht
einer Einzelheit der patentgemäß ausgeführten Flugzeuganordnung.
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Mit
Bezug zu den erwähnten
Figuren ist eine Flugzeuganordnung, insbesondere eine Trainingsflugzeuganordnung,
mit einer patentgemäß verbesserten
Aerodynamik allgemein mit dem Bezugszeichen 10 bezeichnet.
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Das
Flugzeug 10 umfasst einen Flugzeugrumpf 12 mit
einer oberen Seitenwand 14, einer unteren Seitenwand 16 und
zwei Flügel,
ein rechter Flügel 18 bzw.
ein linker Flügel 20,
welche am Flugzeugrumpf 12 angebracht sind.
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Der
rechte Flügel 18 hat
die Flügelspitze 22, während der
linke Flügel 20 die
Flügelspitze 24 hat.
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Das
Flugzeug 10 weist auch ein an der vertikalen Leitfläche 38 angebrachtes
Ruder 34 und eine Höhenflosse 44 mit
einer rechten Höhenflosse 26 und
einer linken Höhenflosse 28 und
entsprechenden Flügelspitzen 30, 32 auf.
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In
bevorzugten oder verwirklichten, jedoch nichtlimitierenden patentgemäßen Ausgestaltungen, was
oben bereits erwähnt
worden ist, weist die Ausführungsanordnung
ein Doppeltriebwerk auf und es sind zwei Lufteinlässe 46 für die Triebwerke 48 mit
jeweiligen Triebwerksdüsen 60 vorgesehen.
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Schließlich ist
im Flugzeugrumpf-Vorkörperbereich 52,
in welchem bei der Einsatzversion des Flugzeugs 10 ein
Radar integriert werden kann, ein Doppel-Tandemcockpit 54 eingebaut,
welches miteinander verbundene Flugsteuerungen hat und durch eine
Windschutzscheibe 62 geschützt ist. Es kann eine Sonde
58 zum Auftanken des Flugzeugs 10 im Flug vorgesehen sein.
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Mit
Bezug zu 2 und 3 weist
jeder Flügel 18, 20 des
Flugzeugs 10 äußere Querruder 56 und
Doppelspalt-Start- und Landeklappen 64 auf, welche in die
Austrittskante 70 eines jeden Flügels 18, 20 integriert
sind, und andere in die Flü geleintrittskante 68 integrierte
Einrichtungen zum Optimieren der Flügelwölbungen (Eintrittskantennasenklappen) 66.
Ihr Profil folgt auf der Grundlage der in dieser Beschreibung erwähnten allgemeinen
aerodynamischen Ausführung
einer speziellen Geometrie.
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Speziell
sind die auf ein Erreichen einer hohen Aerodynamik und Flugstabilität gerichteten
technischen Merkmale des Flugzeugs 10 wie folgt:
Zunächst ist
die aerodynamische Ausführung
gekennzeichnet durch eine LVC-Einrichtung ("LEX-Wirbel-Leiteinrichtung"), um den LEX-Wirbel
("Flügeleintrittskantenverlängerungswirbel") bei mittleren/großen Angriffswinkel
zu leiten (1, Bezugszeichen 72).
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Die
LEX mit einer gotischen Fläche,
welche (patentgemäß) gleich
6,4% der Bezugsflügelgesamtfläche ist,
ermöglicht
bei großen
Angriffswinkeln eine Erzeugung eines Wirbelauftriebs, und die LEX-Ausführung ist
des Weiteren um die in deren Spitze integrierte LVC ("LEX-Wirbel-Leiteinrichtung") verbessert, um
das symmetrische Aufplatzen von Wirbeln bei großen Angriffswinkeln bei Seitengleitfluglagen sicherzustellen
und einen Verlust der Stabilität
in Querrichtung zu verhindern.
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Die
Dimensionierung der LEX-Wirbel-Leiteinrichtung 72 hängt von
der Größe der vorderen LEX
ab, und in jedem Fall muss, je größer die LEX ist, desto höher die
LVC sein. Die Toleranz kann durch das Verhältnis zwischen der LEX-Fläche und
der Höhe
der entsprechenden LVC definiert werden. Der Auslegungspunkt dieses
Verhältnisses
liegt bei 2,35 m und der verwendbare Toleranzbereich variiert zwischen
+100% und –50%
um den Auslegungspunkt.
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Die
Form des Flugzeugrumpf-Vorkörpers 52 des
Flugzeugs 10 und dessen Dimensionen sind sogar noch besser
optimiert, um eine Wirbelinteraktion mit den aerodynamischen Eigenschaften
des Flugzeugs 10 bei mittleren/großen Angriffswinkeln zu reduzieren.
Die genannten Eigenschaften ermöglichen auch
eine Reduktion der Richtungsasymmetrien bei großen Angriffswinkeln, welche
für den
Vorkörper
mit standardmäßigen kreisförmigen oder
elliptischen Querschnitten typisch sind.
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Der
patentgemäße Vorkörper 52 des
Flugzeugs 10 zeigt, ausgehend von der Spitze 74 bis
zum Übergang
des Vorkörpers
in die LEX-Spitze, eine Reihe von Vorkörperquerschnitten mit unterschiedlichen
Geometrien.
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Eine
beispielhafte und bevorzugte, jedoch nicht limitierende Möglichkeit
der geometrischen Form und Aufeinanderfolge der Querschnitte mit
unterschiedlichen Geometrien zwischen der Spitze 74 und
einem (mehr oder weniger am Beginn der Doppelsitzkabine 54 gelegenen)
mit dem Bezugszeichen 76 bezeichneten Querschnitt ist in 8 bis 17 in
einer Sequenz dargestellt, aus welcher entnommen werden kann, dass
von einem annähernd
kreisförmigen
Querschnitt mit geringem Aspektverhältnis (8 bis 11)
ein kimmförmiger
Querschnitt (12 bis 17) erreicht
wird.
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Aus
den erwähnten
Figuren wird die Verschiebung des Vorkörpers 52 bezüglich der
Längsachse
K von der Spitze 74 bis zu dem in 17 gezeigten
Bezugsquerschnitt deutlich. Speziell weist das Verhältnis zwischen
Länge des
Vorkörpers 52, beginnend
an der Spitze 74 bis zum Querschnitt entlang der XVII-XVII Linie (Bezugszeichen
L), und Mittelwert der Längen
A und B der beiden Achsen des Querschnitts (des in 17 darge stellten
Querschnitts) einen Wert von 1,873 mit einer Toleranz von ±10% auf.
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Die
strukturelle Besonderheit und deren Auswirkungen auf die Flugbedingungen
ergeben sich aus der Kombination der oben genannten Parameter (gegebenenfalls
plus oder minus der Toleranz) und der Aufeinanderfolge der Querschnitte
des Vorkörpers 52,
von der Spitze 74 des Flugzeugs 10 bis zu dem
Bezugsquerschnitt entlang der Linie XVII-XVII.
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In 18 ist
auch ein mit dem Bezugszeichen 46 bezeichneter Triebwerkslufteinlass
genau gezeigt, welcher zur Sicherstellung der Leistungsfähigkeit
des Flugzeugs 10 beiträgt,
vor allem soweit der fluiddynamische Übergang zum entsprechenden Düsentriebwerk
betroffen ist.
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Der
Lufteinlass 46 weist einen variablen Eintrittskantenradius
auf, welcher im unteren Abschnitt optimiert ist, um Triebswerkseintritts-Strömungsstörungen bei
großen
Angriffswinkeln zu verringern, und im Seitenabschnitt, um den Überschall-Überlaufwiderstand
zu verringern.
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Insbesondere
beträgt
der mittlere Radius 76A einer inneren Lippe der Eintrittskante
7 mm, während
der mittlere Radius 78 einer unteren Lippe der Eintrittskante
17,5 mm und der der äußeren Lippe 80 14
mm beträgt,
so dass die Fangfläche
des Lufteinlasses ungefähr
0,322 m2, die Halsfläche des Lufteinlasses ungefähr 0,257
m2 und die Triebwerkseintrittsfläche ungefähr 0,273
m2 beträgt
(diese Werte sind auf einen Lufteinlass bezogen).
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Dank
des speziellen Verhältnisses
zwischen der Länge
und Form der LEX hat der Lufteinlass 46 auf der oberen
Seite einer je den Lufteinlassseite keinen Abweiser und ist in eine
LEX integriert. Tatsächlich
wirkt die LEX bei großen
Angriffswinkeln effektiv als Schild.
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Am
Lufteinlass können
auch zwei zusätzliche
(in den Zeichnungen nicht gezeigte) Strömungsklappen vorgesehen sein,
welche an der oberen Flügelkörperverbindung
zwischen dem Flügel 18, 20 und
dem Flugzeugrumpf 12 angeordnet sind und sich dank in den
Strömungsklappenscharnieren
integrierter vorgespannter Federn öffnen, wenn der Druck im Kanal
kleiner ist als der Druck auf der oberen Flügelkörperverbindung.
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Diese
Strömungsklappen
sollen, wenn sie geöffnet
sind, die lokalen Angriffswinkel für die Lufteinlasslippen 46 bei
großen
Angriffswinkeln verringern, was die Menge der durch den oben genannten Lufteinlass 46 strömenden Luftmasse
verringert.
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Eines
der Merkmale, welche die hohe Leistungsfähigkeit, die Stabilität und die
aerodynamische Struktur des Flugzeugs 10 sicherzustellen,
bilden die versetzt angeordneten Leitwerke 44 und 38.
Diese ermöglichen
eine Verringerung des durch das Heck des Flugzeugrumpfs erzeugten
aerodynamischen Strömungswiderstands,
um das Trudelverhalten des Flugzeugs 10 zu optimieren und
dessen gesamte aerodynamische Ausführung für Flüge bei großen Angriffswinkeln zu verbessern.
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Die
vertikale Leitfläche
mit trapezförmiger Fläche umfasst
das Ruder 34 und ist mit dem Flügel gekoppelt. Das bedeutet,
dass die in 1 mit dem Bezugszeichen 36 bezeichnete
Eintrittskante des Ruders die Austrittskanten 70 eines
jeden Flügels 18, 20 überlappt,
um das Abfangen des Trudelns zu er möglichen und das Verhalten des
Flugzeugs 10 bei großen
Angriffswinkeln zu optimieren.
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Das
horizontale Leitwerk mit trapezförmiger Fläche wird
mittels zwei unabhängigen
Aktoren bewegt, welche eine symmetrische und asymmetrische Auslenkung
desselben ermöglichen.
Das horizontale Leitwerk weist eine in 2 mit dem
Bezugszeichen 86 bezeichnete Drehachse auf, welche rechts
und links mit einem Winkel von ungefähr 7,5° zu einer Querachse 88 orientiert
ist, um das Drehen und die Trägheitsmomente
zu optimieren.
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Die
versetzt angeordneten Leitwerke können des Weiteren gekennzeichnet
sein durch eine Toleranz betreffend das Verhältnis zwischen dem in 1 bezeichneten
C, welches als der Abstand zwischen der Spitze der Wurzeltiefe der
vertikalen Leitfläche
und der Spitze der Wurzeltiefe des horizontalen Leitwerks 44 definiert
ist, und dem Leitwerksarm von 4181 mm. Es folgt, dass das oben angegebene Bezugsverhältnis 1932/4181
mm = 0,462 beträgt,
mit einer verwendbaren Toleranz von 10%.
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Außerdem ist
das Flügelprofil
im Vergleich zu herkömmlichen
Trainingsflugzeugen in Anbetracht der Eigenschaften eines Flügels mit
geringem Aspektverhältnis,
einer dünnen
Tragfläche
und variabler Wölbung
modifiziert und optimiert, um den "Schüttel"-Effekt zu verringern.
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Dagegen
wird patentgemäß ein Flügel 18, 20 mit
einer trapezförmigen
Fläche
und einem mittleren Aspektverhältnis
(AR = 4) verwendet, gekennzeichnet durch einen bei 67,5% der gesamten
Flügelspanne
(in 2 mit S bezeichneten) vorhandenen Sägezahn.
Die Modifikation im Vergleich zu Standardflügeln betrifft in erster Linie
den in 6 als R bezeichne ten Eintrittskantenradius, welcher
(im Stand der Technik) kreisförmig
war und jetzt dreieckförmig
ist, um die Position des Staupunkts bei vorhandener Eintrittskante 68 und
vorhandenen "Eintrittskantenwölbungen" 66, welche
bei mittleren Angriffswinkeln ausgelenkt werden, zu optimieren.
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Wie
aus 6, welche einen vergrößerten Querschnitt entlang
der Linie VI-VI der 2 zeigt, klar hervorgeht, weist
jeder Flügel 18, 20 sowohl
entlang der Eintrittskante 66 ("Eintrittskantenwölbung") als auch entlang der Austrittskante 70 in
der Nähe der
Querruder 56 ein variables Wölbungsprofil auf. Die Querruder
sind für
eine Wölbungsverringerung nur
für den Überschallbereich
vorgesehen, um Verdichtungseffekte zu verringern.
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Quantitativ
beträgt
der Auslegungspunkt für die
prozentuale Tiefenverlängerung
der Eintrittskanten 68 0,36% mit einer Toleranz zwischen
+0,5% und –0,2%
vom Nennwert, während
der Auslegungspunkt der gesamten Flügelspanne, auf welche die Tiefenverlängerung
angewandt wird, im Vergleich zu Standardlösungen 8,2% mit einer Toleranz
zwischen +10% und –5%
vom Nennwert beträgt.
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Weitere
Merkmale des Flugzeugs 10 umfassen den Flugzeugrumpf 12,
bei welchem im Heck 16 integrierte Triebwerksdüsen vorgesehen
sind, und ein in 3 mit dem Bezugszeichen 90 bezeichnetes Flugzeugrumpfleitwerk.
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Die
Fläche
in der Nähe
der Triebwerksdüsen ist
ebenfalls optimiert, um die durch die Triebwerksströmung in
der Nähe
der Flugzeugrumpfseitenwand 12 und des horizontalen Leitwerks 44 erzeugten
negativen Auswirkungen im Hinblick auf Luftwiderstand und Längsstabilität/-steuerung
zu verringern.
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Das
Flugzeug 10 weist auch ein dreirädriges Fahrwerk auf, umfassend
ein Bugfahrwerk und ein Hauptfahrwerk. Das Bugfahrwerk ist eine
Beinstrebe, hat vier Türen
zum Schließen
des Schachts und einen Einzug nach hinten.
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Das
Hauptfahrwerk hat einen Einzug nach vorne, um eine Montage von Außenlasten
am Flugzeugrumpf zu ermöglichen.
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Das
patentgemäße Flugzeug 10 weist
ein digitales, quadruplex redundantes, automatisches Flugsteuerungssystem
("Fly By Wire") auf, welches eine
Optimierung der Leistungsfähigkeit
und Flugqualitäten
ermöglicht.
Das System ermöglicht
eine Verbesserung der Flugsicherheit, indem automatisch Flugbereiche
ausgegrenzt werden, welche für
den Piloten unangenehm sein könnten
oder zu einem Kontrollverlust führen
könnten
("Carefree Handling").
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Aus
der obigen Beschreibung gehen die Merkmale der patentgemäßen Flugzeuganordnung mit
verbesserter Aerodynamik, wie z. B. deren Vorteile, deutlich hervor.
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Es
ist auch klar, dass mehrere weitere Modifikationen an der Struktur
des betreffenden Flugzeugs durchgeführt werden können, ohne über die Neuerungen
des patentgemäßen Konzepts
hinauszugehen. Es ist auch klar, dass bei Verwendung des Patents
Materialien, Formen und Dimensionen der oben genannten Einzelheiten
entsprechend den Erfordernissen variieren können, und dass diese Einzelheiten
durch andere Einzelheiten mit den gleichen technischen Merkmalen
ersetzt werden können.