Die Geschichte des Fluges
1. Die Geschichte des Fluges
Seit Menschen gedenken gab es den Traum, sich eines Tages wie ein Vogel in die Lüfte zu schwingen, die Kunst des Fliegens zu beherrschen. Schon Archimedes (285-212 v. Chr.) legte gravierende Gesetze fest, wie z.B. die des Auftriebs, und damit auch einen sehr frühen Grundstein zur Fliegerei. Von dieser Zeit dauerte es aber noch viele Jahrhunderte und noch mehr Versuche und Konstruktionen, bis es zum ersten nennenswerten Erfolg kam.
Dies war nämlich am 21. November 1783 in Paris, wo der Heißluftballon der Brüder Montgolfier himmelwärts aufstieg. Ab diesem historisch bedeutendem Tag wurde die Welt von solchen "Luftschiffkonstruktionen“ überschüttet und diese fanden ihre Bedeutung sowohl im Reiseverkehr, als auch als Beobachtungsplattform im Krieg. (nach DIE TECHNIK, 1989)
Die ersten erfolgreichen Versuche mit einem dynamisch Flugzeug, also einem Flugzeug, das durch die schnelle Vorwärtsbewegung Auftrieb erlangt,
gelangen Otto Lilienthal. Er führte von 1891 bis zu seinem tödlichen Absturz am 9. August 1896 über zweitausend Gleitflüge mit Ein- und Doppeldecker durch. Als dann 1883 Daimler und Maybach einen leichten, schnelllaufenden Benzinmotor entwickelten, war der Grundstein für den potentiellen Flugantrieb gelegt. (nach DER NEUE BROCKHAUS, 1984)
Den Durchbruch zum Motorflugzeug schafften schließlich die amerikanischen Brüder Wilbur und Orville Wright. Nach vierjähriger Forschung und Entwicklungszeit hatten sie ein Kolbenmotor–Propeller–Triebwerk entwickelt.
Am 17. Dezember 1903 unternahmen sie dann den Jungfernflug mit Flyer I. Bald folgten Flyer II und III und auch 1909 ging das erste europäische Flugzeug dieser Art in die Luft. Wie wichtig die Bedeutung schon damals war, lässt sich am Einsatz im 1. Weltkrieg und einer Weltproduktion (1914 – 1918) von 210000 Stück erkennen. (nach DIE TECHNIK 1989)
2. Grundlagen des Fliegens
Ein Flugzeug benötigt, um fliegen zu können, eine der Erdanziehung entgegengerichtete Kraft, da es ,,schwerer'' als die umgebende Luft ist. Diese Kraft kommt durch den Auftrieb der Tragflächen (Tragflügel) zustande, der senkrecht zur Bewegungsrichtung steht. In der Luft entsteht infolge der Reibung noch ein in die Bewegungsrichtung fallender Widerstand (Abb. 1). Durch geeignete Formgestaltung der Tragflügelprofile (Abb. 2) erreicht man, dass der Widerstand gegenüber dem Auftrieb sehr klein bleibt und damit die aus beiden gebildete resultierende Luftkraft fast nur aus dem Auftrieb besteht. Um die zur Entstehung des Auftriebs notwendige Luftzirkulation zu erzeugen, muss das Flügelprofll entsprechend gestaltet werden.
Bei Beginn der Bewegung löst sich wegen Verzögerung der Strömung und des damit verbundenen Druckanstiegs die Grenzschicht an der Hinterkante vom Flügel ab und wickelt sich zum Anfahrwirbel auf. Zum Ausgleich bildet sich um den Tragflügel eine Zirkulation von entgegengesetzt gleicher Wirbelstärke aus. Nach Entfernung des Anfahrwirbels stellt sich am Tragflügel ein stationärer Zustand ein, der durch den aus einer Parallelströmung und Zirkulation entstehenden Flügelauftrieb gekennzeichnet ist. Der Anstellwinkel des Flügelprofils gegenüber der Strömung und die stärkere Krümmung der Profiloberseite bewirken aufgrund des längeren Weges der Luft eine höhere Geschwindigkeit auf der Oberseite als auf der Unterseite (Abb. 3).
Aus der Bernoullischen Gleichung (s. S. 22) folgt, dass sich wegen der höheren Geschwindigkeit auf der Oberseite (Saugseite) ein kleinerer Druck einstellt als auf der Unterseite (Druckseite). Der Flächeninhalt dieses Druckdiagramms (Abb. 4) liefert den Auftrieb. Die Luftkräfte verändern sich mit dem Anstellwinkel (Abb. 3), sie greifen im Druckpunkt am Tragflügel an. Die Lage des Druckpunktes verändert sich ebenfalls mit dem Anstellwinkel, nur symmetrische Profile sind druckpunktfest. Die Stabilittät eines Flugzeuges wird maßgeblich von der Druckpunktwanderung bestimmt. Bei steigendem Anstellwinkel wandert der Druckpunkt nach vorn.
Wird ein bestimmter, von der Profilform abhängiger Wert erreicht, bei dem der Auftrieb sein Maximum hat, so bricht er bei weiterer Vergrößerung des Anstellwinkels zusammen. Dabei reißt die Strömung auf der Saugseite ab (vgl. Abb. 5) und bildet ein "Totwassergebiet". Das Abreißen der Strömung bei einem solchen ,,überzogenen“ Flugzustand führt zum Zusammenbrechen des Auftriebs und zum raschen Höhenverlust bzw. zum seitlichen Abkippen des Flugzeugs. Die Profile werden so gewählt, daß sie der vorbeiströmenden Luft einen möglichst kleinen Widerstand bieten und gleichzeitig der sog. Auftriebsbeiwert den gegebenen Anforderungen entspricht.
Der Auftriebsbeiwert ist eine dimensionslose Größe (CA), die von der Form des Profils, seinem Anstellwinkel und der Anströmgeschwindigkeit abhängt; er wird am Tragflächenmodell im Windkanal ermittelt. Eine entsprechende Größe ist der Widerstandsbeiwert (cw). Über das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand gibt die CA/cw-Kurve für verschiedene Anstellwinkel Auskunft. Die in Abb.6 dargestellte Kurve für ein bestimmtes Profil zeigt, daß hier ein Anstellwinkel von 4° am günstigsten ist. Bei Verwendung dieses Profils wird also im Reiseflug eine Profilneigung (Anstell- bzw. Einstellwinkel) von 4° gegenüber der Horizontalen am besten geeignet sein.
Mit Hilfe des Auftriebsbeiwertes Ca läßt sich der Auftrieb A selbst nach folgender Formel berechnen: A = Ca * 1/2Q * v^2 * F. Hierbei ist 1/2 Q * v^2 der sogenannte Staudruck (Q Luftdichte, v Anströmgeschwindigkeit) und F die den Auftrieb erzeugende Fläche. Der Auftrieb nimmt also mit dem Quadrat der Anströmgeschwindigkeit zu, d.h., bei doppelter Anströmgeschwindigkeit steigt der Auftrieb auf den vierfachen Wert (dies ist die Ursache dafür, daß Hochgeschwindigkeitsflugzeuge im allgemeinen mit relativ kleinen Tragflächen auskommen). Um einen hinreichend großen Auftrieb zu erhalten, ist also eine bestimmte Anströmgeschwindigkeit der Tragflächen, d. h. ein bestimmter Vortrieb des Flugzeugs erforderlich. Er wird durch den vom Flugzeugmotor angetriebenen Propeller (Luftschraube) geliefert oder durch die Reaktionskraft von Strahltriebwerken. Bei Segelflugzeugen liefert die beim schräg nach unten gerichteten Gleitflug auftretende Anströmung den nötigen Auftrieb, wobei jedoch in aufsteigenden Luftströmungen gleichzeitig bedeutende Höhen erreicht werden können. (nach WIE FUNKTIONEIERT DAS ?, 1986)
3. Aufbau und Funktion einzelner Teile
3.1 Der Tragflügel
Der Tragflügel eines Flugzeuges ist ein Quertriebkörper, d.h., die durch die Luftströmung erzeugte Kraftkomponente senkrecht zur Anströmrichtung, der Auftrieb, ist wesentlich größer als die Kraftkomponente in Strömungsrichtung, der Widerstand. Diese Kräfte sind vom Quadrat der Fluggeschwindigkeit, andererseits von der geometrischen Form der Tragflügel abhängig, sowohl von der Profilform als auch vom Grundriß. Für Flugzeuge niedriger Geschwindigkeit wählt man meist den rechteckigen bzw. trapezförmigen Umriß bei großer Streckung.
Durch die große Streckung (Abb. 1), das Verhältnis von Spannweite zu mittlerer Flügeltiefe, kann der induzierte Widerstand (dem Quadrat des Auftriebsbeiwertes proportionaler, von Flügelstreckung und Auftriebsverteilung in Spannweitenrichtung abhängiger Widerstand eines Tragflügels) klein gehalten werden. Das ist besonders bei solchen Flugzeugen wichtig, die bei relativ hohen Auftriebsbeiwerten fliegen (z. B. Segelflugzeuge).
Die Tragflügel schneller Flugzeuge, deren Höchstgeschwindigkeit noch unterhalb der Schallgeschwindigkeit liegt, sind meist pfeilförmig ausgebildet, um Überschallgeschwindigkeiten bei der Flügelumströmung (und damit Verdichtungsstöße, die mit einem starkem Widerstandsanstieg verbunden sind) zu vermeiden. Die Pfeilung beeinflußt u. a. das Verhalten der wandnahen Umströmung. Hat der Flügel z. B. einen positiven Pfeilwinkel (nach hinten, Abb. 2), so löst sich die Strömung bei zu großen Anstellwinkeln (sogenanntes Überziehen) zuerst am Außenflügel, d.h. in der Nähe der Tragflügelenden ab. Da in diesem Bereich die Querruder liegen, können diese frühzeitig wirkungslos werden, und das Flugzeug kippt bei der geringsten Störung seitlich über die Tragfläche ab.
Beim Entwurf eines Tragflügels wird deshalb darauf geachtet, das Abreißen der Strömung zuerst am Innenflügel (in der Nähe des Flugzeugrumpfes) erfolgen zu lassen, so dass der Pilot rechtzeitig gewarnt wird und der Auftrieb nicht schlagartig zusammenbricht. Das wird dadurch erreicht, dass der Innenflügel ein anderes Profil als der Außenflügel erhält und außerdem häufig die Profile gegeneinander verschränkt werden, wobei der Anstellwinkel des Außenflügels kleiner wird als der des Innenflügels. Ist der Flügel nach vorn gepfeilt (negativer Pfeilwinkel; Abb. 3), so erfolgt das Abreißen der Strömung zuerst am Innenflügel. Das Flugzeug bleibt dabei gut steuerbar, da der Außenflügel und die Querruder noch anliegend umströmt werden.
Die Tragflügel von Überschallflugzeugen (Abb. 4) sind fast immer deltaförmig ausgebildet. Durch die große Tiefe in der Flügelmitte ergibt sich auch bei den dünnen Überschallprofilen eine ausreichende Bauhöhe, um einen verformungssteifen tragenden Verband zu gewährleisten, der genügend Volumen für Einbauten besitzt. Deltaflügel erreichen im Vergleich zu Trapez- bzw. Rechteckflügeln einen größeren Auftriebsbeiwert (von der Anströmung, v.a. aber von der geometrischen Gestalt des Quertriebkörpers und dessen Anstellwinkel abhängige dimensionslose Größe zur Berechnung des Auftriebs) erst bei sehr großen Anstellwinkeln. Für Überschallverkehrsflugzeuge hat sich der schlanke Deltaflügel mit geschwungener Vorderkante, der sog. OgivaIflügel (Spitzbogenflügel; Abb. 5) als optimale Form erwiesen. Er wurde sowohl für die britisch – französische ,,Concorde'" als auch für die sowjetische "Tupolew Tu144" gewählt. Da auch bei ihnen ein größerer Auftrieb erst bei relativ großen Anstellwinkeln zu erreichen ist, müssen sie bei Start und Landung sehr stark "angestellt"" werden (Flugzeugbug schräg nach oben gerichtet). Die Rumpfspitze ist daher bei beiden Typen nach unten schwenkbar, um den Piloten Bodensicht zu ermöglichen.
Für Machzahlen ab etwa 1,5 sind Tragflügel kleiner Streckung rein widerstandsmäßig günstiger als alle anderen Bauformen (Abb.6). Die Forderung eines niedrigen Widerstandes ist allerdings nur eine von vielen Bedingungen für die Auslegung der Tragflügel. Die bisher letzte Entwicklung stellt der Flügel mit im Fluge veränderlicher Tragflügelgeometrie dar (sog. Schwenkflügel; Abb. 7): Langsamflug, Start und Landung mit großer Streckung und geringer Pfeilung, Schnellflug mit starker Pfeilung. Dieses Konzept hat bei modernen Kampfflugzeugen Anwendung gefunden, die sowohl im Überschallbereich als auch im Langsamflug operieren sollen. (nach WIE FUNKTIONEIERT DAS ?, 1986)
4. Beeinflussung der Strömungen
4.1 Durch die Flügel
Das Verhalten der Strömung wird von der Form des angeströmten Körpers und den Vorgängen in der Grenzschicht bestimmt. Diese bildet sich zwischen der Außenhaut des Flugzeuges und der vorbeifließenden Luft als eine durch Reibung entstandene dünne Übergangsschicht, in der die Geschwindigkeit von Null unmittelbar an der Oberfläche bis auf den von der Form bestimmten Wert der Außenströmung ansteigt. Die Strömungsart in der Grenzschicht (Abb. 1, nicht maßstäblich) kann laminar oder turbulent sein. Das Geschwindigkeitsprofil der laminaren Grenzschicht zeigt einen stetigen Verlauf, während bei der turbulenten Grenzschicht der Geschwindigkeitszuwachs nur im Mittel stetig ist, bei genauerer Betrachtung werden Größenschwankungen erkennbar. Im Bereich der Abreißzone tritt sogar eine Strömung entgegen der Flugrichtung auf (Abb.2). Die Umströmung des Tragflügels nimmt ihren Anfang im vorderen Staupunkt.
Die zunächst laminare Grenzschichtströmung erreicht mit dicker werdender Grenzschicht den Umschlagpunkt, an dem die Strömung in die turbulente Form umkippt. Der Umschlagpunkt liegt in der Nähe des Druckminimums, das etwa an der Stelle der größten Flügeldicke herrscht. Die turbulente Grenzschicht löst sich im Normalfall unter Wirbelbildung von der Hinterkante des Tragflügels; sie reißt ab. Bei ungünstigem Führen der Strömung kann verfrühtes, laminares Abreißen eintreten, das einen starken Auftriebsabfall bei gleichzeitiger Widerstandserhöhung auslöst. Da die turbulente Grenzschicht besser an der Oberfläche haftet, weil sie Energie von der Außenströmung aufnehmen kann, wird in solchen Fällen das Umschlagen der Grenzschicht durch konstruktive Maßnahmen erzwungen und somit der Abreißvorgang verhindert. Die Abreißkante dient vor allem bei Sportflugzeugen als Vorwarnung für den überzogenen Flugzustand. Sie besteht meist aus einem kurzen, dreikantigen Blech auf der Flügelnase. Beim Vergrößern des Anstellwinkels setzt der Abreißvorgang zunächst in der Breite der Abreißkante ein, die Strömung löst sich bereits an der Flügelnase von der Tragfläche. Die plötzliche Auftriebsverringerung wird vom Flugzeugführer deutlich wahrgenommen. Das auftretende kopflastige Luftkraftmoment unterstützt die Rückkehr des Flugzeugs auf kleinere Anstellwinkel.
Turbulenzgeneratoren (Abb. 3) werden als Störquellen an Stellen laminaren Abreißens vorgesehen, um hier ein Umschlagen in die turbulente Strömung zu bewirken und damit das Abreißen zu verhindern. Verwendung finden quer oder unter einem bestimmten Winkel geneigt zur Anströmrichtung stehende Blechstücke. Auch der bei Flugmodellen anzutreffende Stolperdraht zählt dazu.
Grenzschichtzäune (Abb. 4) werden an gepfeilten Tragflächen eingesetzt, um das Abfließen der Strömung vom Innen- zum Außenflügel zu verhindern. Dieser Vorgang wird nämlich durch die Pfeilung begünstigt. Die Grenzschicht nimmt wegen der großen Lauflänge an Dicke zu und neigt zum Abreißen. Gleiche Wirkung wie mit Grenzschichtzäunen erzielt man durch eine unterbrochene Flügelnase, die wie ein Sägezahn aussieht (Abb. 5). Verdrängungskörper auch Interferenztropfen genannt, verkleiden die Nahtstelle des T-Leitwerks (Abb. 4), um den von der Interferenz der Grenzschichten des Höhen- und Seitenleitwerks verursachten Widerstand zu senken. An den Tragflügelenden entstehen aufgrund des Druckunterschieds zwischen der Profiloberseite und der Profilunterseite Strömungen, die von der Unterseite zur Oberseite gerichtet sind (sog. induzierte Strömung) ; sie bewirken den induzierten Widerstand und führen zur Ausbildung von Wirbelzöpfen (Wirbelschleppen), die von den Tragflügelenden ausgehen.
Zur Verringerung des induzierten Widerstandes werden bei einigen Flugzeugen neuerdings sogenannte Winglets eingesetzt, kleine, nahezu senkrecht an den Tragflügelenden installierte "Flügelohren“, die den induzierten Widerstand im Reiseflug um über 10 % reduzieren und damit die Flugleistung und Wirtschaftlichkeit verbessern. Neben den starren Hilfsmitteln beeinflussen auch bewegliche und dynamische Hilfsmittel die Strömung. Sie sind im folgenden behandelt.
Die Ruder und Trimmruder gestatten das Steuern des Flugzeuges um die drei Achsen : Hochachse (Seitenruder), Längsachse (Querruder) und Querachse (Höhenruder). Die Ruder sind in der Regel gelenkig mit einem starren Teil, der Flosse oder der Tragfläche, verbunden. Durch Ausschlagen des Ruders verändert sich die Wölbung des aus Flosse und Ruder gebildeten aerodynamischen Profils. (nach WIE FUNKTIONEIERT DAS ?, 1986)
4.2 Durch das Querruder
Die Querruder an den Hinterkanten der beiden Tragflächen werden gegensinnig ausgeschlagen. Dadurch erfährt die Tragfläche mit nach unten ausgeschlagenem Querruder eine Auftriebserhöhung und die andere mit nach oben ausgelenktem Ruder eine Auftriebsverringerung. Das entstehende Moment dreht das Flugzeug um die Längsachse (Abb. 6). Die Trimmruder sind kleine verstellbare Flächen an den Ruderhinterkanten. Der Pilot kann mit ihrer Hilfe während des Fluges das Flugzeug für einen beliebigen Flugzustand so austrimmen, daß keine Ruder- kräfte auftreten. Im Gegensatz zu den bisher beschriebenen Rudern, die auch als gedämpft bezeichnet werden, wird das Höhen- und Seitenleitwerk vereinzelt auch ungedämpft ausgeführt. Dabei ist die Trennung in Flosse und Ruder aufgehoben, ein starres Profil wird um eine Achse gedreht. Die Ruderwirkung entsteht hier also durch eine Veränderung des Anstellwinkels. (nach DIE TECHNIK IM LEBEN VON HEUTE, 1986)
4.3 Durch die Klappen
Die Klappen dienen der Steuerung des Gleitwinkels, sie beeinflussen in ausgefahrenem Zustand Auftrieb und Widerstand. Beim Ausfahren der Nasenklappe. Die auch Vorflügel genannt wird (Abb. 7), bildet sich zwischen dieser und der Tragfläche ein Schlitz, durch den die Luft wegen des Druckunterschiedes von der Druckseite zur Saugseite strömt und dort der Grenzschicht neue Energie zuführt. Das Ablösen der Grenzschicht wird dadurch zu größeren Anstellwinkeln hin hinausgeschoben.
Die einfache Klappe (Wölbungsklappe) vergrößert die Wölbung der Tragfläche und damit den Auftrieb (Abb. 7). Das Abreißen setzt erst bei größeren Anstellwinkeln ein, und die Mindestfluggeschwindigkeit nimmt einen geringeren Wert an, was bei Start und Landung vor allem schneller Flugzeuge von Bedeutung ist. Wegen des mit der Fluggeschwindigkeit stark zunehmenden Widerstandes werden die Klappen nur im Langsamflug ausgefahren. Sollen die Klappen wieder eingefahren werden, so muß zuerst die Geschwindigkeit auf den Mindestwert des Profils ohne Klappenausschlag erhöht werden, um das Abreißen der Strömung zu vermeiden.
Die Spaltklappe (Abb. 8) ist eine verbesserte Wölbungsklappe. Sie wird nicht nur abwärts geschwenkt, sondern gleichzeitig über ein Hebelsystem nach hinten verschoben. Durch den sich ergebenden Spalt strömt Luft von der Druckseite zur Saugseite, die verstärkte Saugseitenströmung wirkt einem Strömungsabriß entgegen, und der Auftriebsbeiwert wird auch bei weiterem Absenken der Klappe erhöht. Noch wirksamer sind Doppelspaltklappen (Abb.9). Ein weiterer Klappentyp ist die Fowler-Klappe (Abb.10), die im ausgefahrenen Zustand nicht nur die Tragflächenwölbung erhöht, sondern zugleich die Tragfläche selbst beträchtlich vergrößert.
Die Spreizklappe (Abb.11) senkt im Gegensatz zu den anderen Klappenkonstruktionen den Druck auf der Saugseite. Da die Grenzschicht auf der Saugseite geringere Widerstände zu überwinden hat, werden auch mit der Spreizklappe höhere Auftriebsbeiwerte erzielt. Bremsklappen (Abb. 12) sind Widerstandsflächen, die in den Tragflächen und bei einigen Flugzeugmustern auch im Rumpfheck angeordnet sind und bei der Landung ausgefahren werden. Sie erzeugen Widerstand und vernichten an der Tragfläche einen Teil des Auftriebs, da die Grenzschicht in Klappenbreite abreißt. Unter Spoilern versteht man nur einseitig auf der Saugseite angeordnete Bremsklappen.
Zu den dynamischen Hilfsmitteln gehört die Strahlklappe, bei der ein Luftstrahl im Bereich der Hinterkante der Tragfläche unter einem Winkel nach unten ausgeblasen wird. Außer der Klappenwirkung erzielt man durch die Energie des Luftstrahls einen höheren Gesamtschub. Die Grenzschicht läßt sich außerdem durch Absaugen oder Ausblasen von Luft steuern. Das Absaugen über eine Vielzahl kleiner Bohrungen ermöglicht das Laminarhalten der Strömung. Diese Technik befindet sich jedoch noch im Versuchsstadium. Das Ausblasen kann zwar nicht zum Laminarhalten eingesetzt werden, weil die Grenzschicht dabei gestört wird. Dieses Verfahren wird aber mit großem Erfolg bei Rudern und Klappen angewandt, vor denen ein schmaler Strahl hoher Geschwindigkeit ausgeblasen wird, der das Abreißen der turbulenten Grenzschicht verhindert. (nach WIE FUNKTIONEIERT DAS ?, 1986)
5. Der Antrieb
5.1 Die Stahltriebwerke
Als Strahl- oder Düsentriebwerke bezeichnet man Flugzeugtriebwerke, bei denen der erforderliche Vortrieb durch einen Abgasstrahl erzeugt wird. Luftstrahltriebwerke entnehmen der Umgebung Luft, führen ihr in Brennkammern Energie (Verbrennungswärme von eingespritztem, gezündetem Kraftstoff) zu und stoßen das heiße Gas durch Düsen mit erhöhter Geschwindigkeit nach hinten aus. Dieser Geschwindigkeitsänderung entspricht eine Impulsänderung (Impuls = Masse x Geschwindigkeit), eine Impulsänderung bedeutet aber eine Kraft. Nach dem Newtonschen Wechselwirkungsgesetz (actio = reactio) entspricht jeder Kraft eine gleich große, ihr entgegengerichtete Gegen- oder Reaktionskraft. Diese Reaktionskraft, die man auch als Rückstoß bezeichnet, äußert sich als Schub des Strahltriebwerks. Der gebräuchlichste Typ ist das Turboluftstrahltriebwerk (Turbinen-Luftstrahltriebwerk, TL-Triebwerk; Abb. 1).
Durch den Einlaufdiffusor saugt ein mehrstufiger Axialverdichter Außenluft an, verdichtet sie und führt sie der Brennkammer zu. Dort wird Kraftstoff eingespritzt und verbrannt. Die durch die Temperatursteigerung bedingte Volumenzunahme der Gase bewirkt ein schnelles Ausströmen durch eine Turbine und die Schubdüse. Dabei geben die Verbrennungsgase nur so viel Energie an die Turbine ab, wie zum Antrieb des Verdichters und der Zusatzaggregate erforderlich ist. Der verbleibende größere Teil der Energie liefert den Schub des Triebwerks.
Eine einfache Möglichkeit zur Leistungssteigerung bietet sich bei den TL-Triebwerken durch die Nachverbrennung an : Man spritzt in die aus der Turbine kommenden Gase, die noch ausreichend Sauerstoff für eine Verbrennung enthalten, vor ihrer Beschleunigung in der Düse nochmals Kraftstoff ein. Dadurch kann der Triebwerksschub um 50 % und mehr erhöht werden. Die Verwendung eines Nachbrenners, die mit einer starken Lärmentwicklung verbunden ist, dient zur Verringerung der Startrollstrecke von Militärflugzeugen, vor allem aber zur Erzielung hoher Uberschall-Fluggeschwindigkeiten.
Für besonders wirtschaftlichen Betrieb im mittleren Unterschallbereich werden Turboproptriebwerke (Propeller-Turbinen-Luftstrahltriebwerke, PTL) verwendet, bei denen ein Propeller über ein Getriebe von der Turbinenwelle angetrieben wird (Abb. 2). Bei dieser Triebwerksart werden die Gase in der Turbine weitgehend entspannt und geben einen großen Teil ihrer Energie ab, da sowohl der Verdichter als auch die Luftschraube angetrieben werden müssen. Die ausströmenden Gase ergeben jedoch noch einen Restschub, der genutzt wird.
Da das reine Turboluftstrahltriebwerk (Einkreistriebwerk) im Unterschallbereich und im Bereich kleiner Überschallge- schwindigkeiten keinen guten Vortriebswirkungsgrad erreichen kann, wurden Zweikreis- Turboluftstrahltriebwerke (ZTL) entwickelt, die die Lücke zwischen dem Anwendungsbereich des Turboproptriebwerks und des reinen Turboluftstrahltriebwerks schließen. Beim sogenannten Mantelstromtriebwerk (Abb.3) wird ein Teil der angesaugten Luft hinter dem Niederdruckverdichter abgezweigt und als Kaltluftstrom (Mantel- Sekundärluftstrom oder Bypass) um das Grundtriebwerk herumgeführt. Der äußere Luftstrom expandiert in einer eigenen Ringdüse oder wird dem inneren, heißen Primärstrom zugemischt und in einer gemeinsamen Düse entspannt.
Für den Antrieb von Großraumflugzeugen (Jumbo-Jet, Airbus u. a.) werden sogenannte Fan-Triebwerke (Bläsertriebwerke, Zweikreistriebwerke mit hohem Nebenstromverhältnis) verwendet. Das äußere Kennzeichen dieser schubstarken Triebwerke ist ein großer, von der Turbine angetriebener ,,Bläser'' (Fan) von fast 2,50 m Durchmesser, der dem eigentlichen Triebwerk vorgeschaltet ist (Abb. 4). Er bewirkt mit der ihn umgebenden Verkleidung, daß der überwiegende Teil (70 bis 80/) der angesaugten Luftmassen (rund 650 kg pro Sekunde, d.h. rund 500 m^3/s) als kalter Sekundärluftstrom um das eigentliche Triebwerk herumgeführt und dabei hoch beschleunigt wird. Dies hat zur Folge, daß auch der überwiegende Teil des Triebwerkschubs durch den Nebenstrom erzeugt wird. (nach DIE TECHNIK IM LEBEN VON HEUTE, 1986)
6. Die Navigation
Die Navigation von Luftfahrzeugen (Flugnavigation), die die Standort- und Kursbestimmung sowie die Führung eines Luftfahrzeugs von einem Ausgangsort zu einem bestimmten Zielort umfaßt, kann als Sichtflugnavigation oder als Instrumentenflugnavigation erfolgen. Bei der Sichtflugnavigation (terrestrische Navigation) orientiert sich der Pilot im wesentlichen nach der überflogenen Landschaft, die er - in einfachster Form durch einen "Blick aus dem Fenster" mit seinem geplanten Flugweg auf einer speziellen Luftfahrtkarte vergleicht. Wichtigstes Hilfsmittel ist hierbei der Kompaß.
Die Sichtflugnavigation - allgemeiner: der Flug nach Sichtflugregeln ( VFR; Abkürzung für Visual Flight Rules) ist heute fast ausschließlich auf die Sportfliegerei beschränkt. Die vorherrschende Form der Flugnavigation ist die Instrumentenflugnavigation, die einen sicheren Flug auf einer geplanten Flugroute auch ohne Boden- und Horizontalsicht ermöglicht. Ein Flug darf nur dann nach (gesetzlich vorgeschriebenen) Instrumentenflugregeln (IFR) erfolgen, wenn das Flugzeug über eine bestimmte Mindestausrüstung an Flug- und Navigationsinstrumenten verfügt und der Pilot eine Instrumentenflugberechtigung besitzt. Der kommerzielle Luftverkehr wird im Interesse größtmöglicher Sicherheit unabhängig von den jeweils gegebenen meteorologischen Bedingungen nach Instrumentenflugregeln durchgeführt.
Vertikale Navigation: Mit Hilfe eines Aneroiddosenbarometers wird an Bord des Flugzeuges der statische Luftdruck der Außenluft gemessen. Der Dosenhub wird als Maß für den örtlichen statischen Luftdruck genommen und über eine Eichformel zur Flughöhe in Beziehung gesetzt. Dem Druck wird ein Höhenwert, die sog. Druckhöhe, zugeordnet, die an der Skala des Höhenmessers angezeigt wird (Abb. 1). In der Einheit 100 Fuß wird die Druckhöhe als Flugfläche bezeichnet (Abkürzung FL für Flight Level). Bezugsniveau ist dabei die 1013,2-mbar-Isobare.
Im System der Flugflächen, das die Einhaltung eines senkrechten Sicherheitsabstandes zwischen den Flugzeugen untereinander gewährleistet, fliegen die Flugzeuge während des Streckenfluges. Bei Start und Landung muß die Anzeige des barometrischen Höhenmessers ein Maß für die Höhe des Flugzeuges über NN (Altitude) oder über der Flugplatzhöhe (Height) sein (Abb.2). Um die Werte zu erhalten, verschiebt man mittels eines Stellknopfes die Eichkurve des Höhenmessers. Die Systeme der QNH-Höhen (QNH ist der Druckwert, der auf der Subskala des barometrischen Höhenmessers eingestellt werden muß, damit er bei der Landung des Flugzeuges die Höhe des Flugplatzes über NN, die Elevation, anzeigt) und QFE-Höhen (QFE ist der aktuelle Luftdruck in Höhe des Flugplatzes) sind demzufolge gegen das System der Flugflächen senkrecht versetzt (Abb. 3).
Das Ausmaß der senkrechten Versetzung hängt von der Höhe des Flugplatzes über NN und vom aktuellen Luftdruck in Flugplatzhöhe ab. Nach dem Start wird vom Piloten beim Passieren der Übergangshöhe der Höhenmesser von QNH auf 1013,2 mbar eingestellt. Vor dem Landeanflug erfolgt die Umstellung von 1013,2 mbar auf QNH beim Passieren der Ubergangsflugfläche. Der Luftraum zwischen Ubergangshöhe und Übergangsflugfläche heißt Übergangsschicht. Ihre minimale Mächtigkeit wird im allgemeinen auf 1 000 Fuß festgelegt (1 Fuß = 0,305 m). Funkhöhenmesser messen zusätzlich die Höhe eines Flugzeuges über dem Erdboden. Ein Funksignal wird zum Boden gestrahlt, reflektiert und wieder empfangen. Aus der Laufzeit wird die Höhe auf elektronischem Wege bestimmt (Abb. 4). Eine verwertbare Anzeige erhält man nur über ebenem Terrain oder über Wasserflächen, da sich Unebenheiten des Erdbodens in der Anzeige voll auswirken.
Zur Bestimmung der Steig- oder Sinkgeschwindigkeit dient das Variometer (Abb. 5). Ein Luftvolumen steht über einen Strömungswiderstand (Kapillare, Schlitz, Stauscheibe) mit dem statischen Druck der Außenluft in Verbindung. Bei Höhenänderung ändert sich der statische Druck; der Druckausgleich kann wegen des Strömungswiderstandes nur langsam erfolgen. Die Druckdifferenz am Widerstand ist ein Maß für die Vertikalgeschwindigkeit.
Kursbestimmung : Die Richtung eines Flugweges wird durch den Winkel bezüglich einer Referenzrichtung gemessen. Diese Richtung kann rechtweisend Nord, mißweisend Nord, Gitternord oder Kompaßnord sein. Den Winkel zwischen der Referenzrichtung und der Flugzeuglängsachse nennt man Steuerkurs, den Winkel zwischen der Referenzrichtung und der Tangente an den Flugweg über Grund nennt man Kurs. Kurs und zugehöriger Steuerkurs unterscheiden sich um den Luvwinkel 1 (Abb. 6). (nach WIE FUNKTIONEIERT DAS ?, 1986)
7. Quellen- und Bildnachweis
- Die Technik, 1987 von Prof. Dr. Ulrich Troitzsch, Prof. Dr. Wolfhard Weber
- Der neue Brockhaus, 1984, Lexikon und Wörterbuch in 5 Bänden
- Wie funktioniert das? , 1986 von Klaus Thome
- Die Technik im Leben von Heute, 1986 von der Redaktion Naturwissenschaft und Technik des Bibliographischen Instituts Deutschland