Bei Flugzeugen bezeichnet der Bodeneffekt die Verringerung des aerodynamischen Widerstands , die die Tragflächen eines Flugzeugs erzeugen, wenn sie sich in der Nähe einer Oberfläche (Land oder Wasser) befinden. [ 1 ]

Der Hauptvorteil des Betriebs im Bodeneffekt besteht in der Verringerung des induzierten Widerstands . Je näher der Flügel an einer Oberfläche wie dem Boden operiert (im Bodeneffekt), desto geringer ist der Widerstand. Tritt ein Flugzeug in den Bodeneffekt ein, drückt die Oberfläche gegen den Abwind, wodurch der Widerstand verringert wird.

Beim Start kann der Bodeneffekt dazu führen, dass ein Flugzeug beim Beschleunigen auf die Steiggeschwindigkeit „schwebt“ , wodurch die Reibung verringert wird. [ 2 ] : 70

Fahrzeugtyp

Bei Drehflüglern verringert der Bodeneffekt den Luftwiderstand des Rotors in Bodennähe. Bei hohen Gewichten kann dies ein Abheben im Stillstand im Bodeneffekt ermöglichen, jedoch keinen Übergang in den Flug. Hubschrauberpiloten erhalten Leistungsdiagramme, die die Grenzen für das Schweben im Bodeneffekt (IGE) und außerhalb des Bodeneffekts (OGE) aufzeigen. Die Diagramme geben den zusätzlich erzeugten Auftrieb an. [ 3 ]

Bei senkrecht startenden und landenden Flugzeugen (VTOL) mit Ventilator- und Strahltriebwerken kann der Bodeneffekt zu Sogwirkung und Auftriebsfontänen am Flugzeugrumpf sowie zu Schubverlusten im Schwebeflug durch Heißgasansaugung (HGI) führen, wenn das Triebwerk seine eigenen Abgase ansaugt . [ 4 ] [ 5 ]

Starrflügelflugzeuge

Wenn ein Flugzeug in einer Höhe von etwa der Hälfte seiner Spannweite oder weniger über dem Boden fliegt, ist der Bodeneffekt oft deutlich spürbar. Dieser entsteht hauptsächlich dadurch, dass der Boden die Bildung von Flügelspitzenwirbeln behindert und so den Abwind hinter dem Flügel sowie den Aufwind vor dem Flügel verringert . [ 6 ] [ 7 ] Je näher der Flügel am Boden ist, desto ausgeprägter ist der Effekt. Im Bodeneffekt benötigt der Flügel einen geringeren Anstellwinkel, um den gleichen Auftrieb zu erzeugen. In Windkanalversuchen , bei denen Anstellwinkel und Fluggeschwindigkeit konstant bleiben, führt dies zu einer Erhöhung des Auftriebsbeiwerts [ 8 ] , was zusammen mit dem reduzierten Luftwiderstand den „Schwebeeffekt“ erklärt. [ 9 ]

Tiefdecker sind stärker vom Bodeneffekt betroffen als Hochdecker . [ 10 ] Aufgrund der Änderung von Aufwind, Abwind und Flügelspitzenwirbeln kann das Fahrtmessersystem aufgrund von Änderungen des lokalen Drucks an der statischen Quelle Fehler verursachen . [ 8 ]

Hubschrauber

Wenn ein schwebender Rotor sich in Bodennähe befindet, sinkt der nach unten gerichtete Luftstrom durch den Rotor am Boden auf null. Dieser Zustand überträgt sich durch Druckänderungen im Nachlauf auf die Rotorscheibe, wodurch der Zustrom zum Rotor bei gegebener Scheibenbelastung (Rotorschub pro Quadratfuß Fläche) abnimmt. Dies führt zu einer Schubsteigerung bei einem bestimmten Blattanstellwinkel oder alternativ zu einer Reduzierung der für einen gegebenen Schub benötigten Leistung. Bei einem überlasteten Hubschrauber, der nur im Bodeneffekt schweben kann, ist es unter Umständen möglich, durch Übergang in den Vorwärtsflug während des Bodeneffekts vom Boden abzuheben. [ 11 ] Der Bodeneffekt nimmt mit steigender Geschwindigkeit rasch ab, während die induzierte Leistung schnell sinkt, um ein Steigen zu ermöglichen. [ 12 ] Einige frühe, leistungsschwache Hubschrauber konnten nur in Bodennähe schweben. [ 13 ] Der Bodeneffekt ist über einer festen, glatten Oberfläche am stärksten. [ 14 ]

VTOL-Flugzeug

Zwei Effekte treten bei VTOL-Flugzeugen im Bodeneffekt bei Null- und Niedriggeschwindigkeit auf: Sogwirkung und Fontänenauftrieb. Ein dritter Effekt, die Heißgasansaugung, kann bei Starrflügelflugzeugen am Boden unter windigen Bedingungen oder bei Schubumkehr auftreten . Die Tragfähigkeit eines VTOL-Flugzeugs im Bodeneffekt hängt von der Sogwirkung auf die Flugzeugzelle, dem Fontänenaufprall an der Rumpfunterseite und der Heißgasansaugung in das Triebwerk ab, die zu einem Anstieg der Einlasstemperatur (ITR) führt. Die Sogwirkung wirkt dem Triebwerksauftrieb als nach unten gerichtete Kraft auf die Flugzeugzelle entgegen. Der Fontänenstrom wirkt zusammen mit den Triebwerksauftriebsstrahlen als nach oben gerichtete Kraft. Das Problem der Heißgasansaugung verschärft sich, wenn der ITR-Wert in Schubverluste umgerechnet wird, die drei bis vier Prozent pro 12,2 °C ITR betragen. [ 15 ] [ 16 ]

Der Sogeffekt entsteht durch die Luftansaugung um ein Flugzeug durch die Auftriebsdüsen im Schwebeflug. Er tritt auch im Freiflug auf und führt zu Auftriebsverlusten durch Druckverringerung an Rumpf- und Flügelunterseite. In Bodennähe verstärkt sich die Luftansaugung, was zu einem höheren Auftriebsverlust führt. Fontänenauftrieb entsteht, wenn ein Flugzeug über zwei oder mehr Auftriebsdüsen verfügt. Die Düsen treffen auf den Boden und breiten sich aus. An der Stelle unter dem Rumpf vermischen sie sich und können sich nur noch nach oben bewegen, wobei sie auf die Rumpfunterseite treffen. [ 17 ] Wie gut ihr Aufwärtsimpuls seitlich oder nach unten abgelenkt wird, bestimmt den Auftrieb. Die Fontänenströmung folgt der gekrümmten Rumpfunterseite und behält einen Teil des Impulses nach oben bei, sodass ohne Auftriebsverbesserungsvorrichtungen nicht der volle Fontänenauftrieb genutzt wird. [ 18 ] Der HGI (High Ground Intake) reduziert den Triebwerkschub, da die in das Triebwerk einströmende Luft heißer und weniger dicht ist als kalte Luft.

VTOL-Experimentalflugzeuge operierten von offenen Gittern aus, um die Triebwerksabgase abzuleiten und Schubverluste durch HGI zu verhindern.

Die Bell X-14 , die für frühe VTOL-Forschungsprojekte entwickelt wurde, konnte erst schweben, nachdem die Saugwirkung durch längere Fahrwerksbeine reduziert worden war . [ 19 ] Sie musste von einer erhöhten Plattform aus perforiertem Stahl operieren, um die Hitze- und Wärmestrahlung zu minimieren. [ 20 ] Das VTOL-Forschungsflugzeug Dassault Mirage IIIV operierte ausschließlich vertikal von einem Gitter aus, das die Triebwerksabgase vom Flugzeug wegleitete, um Saugwirkung und Hitze- und Wärmestrahlung zu vermeiden. [ 21 ]

Die nachträglich an der P.1127 angebrachten ventralen Leitbleche verbesserten die Strömung und erhöhten den Druck unter dem Rumpf beim Schweben in niedriger Höhe. Die an der gleichen Stelle angebrachten Waffenbehälter der Serienmodelle Harrier GR.1 /GR.3 und AV-8A Harrier bewirkten dasselbe. Für die AV-8B und die Harrier II wurden weitere Auftriebsverbesserungsvorrichtungen (LIDS) entwickelt. Um den Bereich unter dem Rumpf, in dem die auftriebserhöhenden Fontänen auf das Flugzeug treffen, abzudichten, wurden Leitbleche an der Unterseite der Waffenbehälter angebracht. Ein klappbarer Damm konnte abgesenkt werden, um den Spalt zwischen den vorderen Enden der Leitbleche zu verschließen. Dies führte zu einem Auftriebsgewinn von 544 kg (1200 lb). [ 22 ]

Die inneren Waffenschachttüren der Lockheed Martin F-35 Lightning II an der F-35B öffnen sich, um den vom Triebwerk und den Auftriebsdüsen erzeugten Fontänenstrom aufzufangen und dem Sog IGE entgegenzuwirken.

  • Bell X-14 mit verlängerten Fahrwerksbeinen zur Reduzierung des Sogs
    Bell X-14 mit verlängerten Fahrwerksbeinen zur Reduzierung des Sogs
  • Dassault Mirage IIIV schwebt über offenem Gitter
    Dassault Mirage IIIV schwebt über offenem Gitter
  • Unterseitenansicht des ersten Prototyps P.1127 mit kleinen ventralen Lamellen zur Erhöhung des Fontänenauftriebs
    Unterseitenansicht des ersten Prototyps P.1127 mit kleinen ventralen Lamellen zur Erhöhung des Fontänenauftriebs
  • Harrier GR9 mit Auftriebsverbesserungsvorrichtungen, großen ventralen Leitwerkskanten und einem einziehbaren Leitwerk hinter dem Bugrad
    Harrier GR9 mit Auftriebsverbesserungsvorrichtungen, großen ventralen Leitwerkskanten und einem einziehbaren Leitwerk hinter dem Bugrad
  • F-35B, bei der die inneren Türen des Waffenschachts geöffnet sind, um den aufsteigenden Fontänenstrahl aufzufangen.
    F-35B, bei der die inneren Türen des Waffenschachts geöffnet sind, um den aufsteigenden Fontänenstrahl aufzufangen.

Strömungsabriss an den Tragflächen im Bodeneffekt

Der Anstellwinkel, bei dem ein Strömungsabriss im Bodeneffekt auftritt, ist um etwa 2–4 ​​Grad geringer als in freier Luft. [ 23 ] [ 24 ] Strömungsablösung führt zu einem starken Anstieg des Luftwiderstands. Überdreht das Flugzeug beim Start mit zu geringer Geschwindigkeit, kann der erhöhte Luftwiderstand den Start verhindern. 1952 schoss ein de Havilland Comet nach Überdrehung über das Ende der Startbahn hinaus. [ 25 ] [ 26 ] Ein Kontrollverlust kann eintreten, wenn eine Flügelspitze im Bodeneffekt abreißt. Bei den Zertifizierungstests des Geschäftsreiseflugzeugs Gulfstream G650 überdrehte das Testflugzeug den vorhergesagten Anstellwinkel für einen Strömungsabriss im Bodeneffekt. Die Überdrehung führte zum Abreißen einer Flügelspitze, und eine unkontrollierte Rollbewegung überforderte die Seitenruder, was zum Verlust des Flugzeugs führte. [ 27 ]

Bodeneffektfahrzeug

Es wurden einige Fahrzeuge entwickelt, um die Leistungsvorteile des Fliegens im Bodeneffekt, hauptsächlich über Wasser, zu untersuchen. Die betrieblichen Nachteile des Fliegens in Bodennähe haben eine breite Anwendung bisher verhindert. [ 28 ]

Siehe auch

Referenzen

Anmerkungen

  1. ^ Gleim, Irving (1982). Pilot Flight Maneuvers . Ottawa, Ontario, Kanada: Aviation Publications. S. 94. ISBN 0-917539-00-1Die
  2. ^ Dole, Charles E. (20.10.1981). Flugtheorie und Aerodynamik: Ein praktischer Leitfaden für die Betriebssicherheit . Wiley. ISBN 978-0-471-09152-3Die
  3. ^ „Kapitel 7 – Hubschrauberleistung“ (PDF) . Hubschrauber-Flughandbuch . Federal Aviation Administration. 2020.
  4. Raymer , Daniel P. (1992). Flugzeugentwurf: Ein konzeptioneller Ansatz (PDF) (2. Aufl.). American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. ISBN 0-930403-51-7Archiviert vom Original (PDF) am 04.07.2019 . Abgerufen am 26.12.2019 .Abschnitt 20.6
  5. ^ Saeed, B.; Gratton, GB (2010). „Eine Bewertung der historischen Probleme im Zusammenhang mit der Erreichung der V/STOL-Fähigkeit ohne Hubschrauber und der Suche nach dem fliegenden Auto“ (PDF) . The Aeronautical Journal . 114 (1152): 94.
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  8. ^ a b Dole 1981 , S. 3–8.
  9. ^ Hurt, Hugh H. (1965). Aerodynamik für Marineflieger . Büro des Chefs der Marineoperationen, Abteilung für Luftfahrtausbildung. S.  379–383 . ISBN 978-0-89100-370-0Die
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  12. ^ „Aerodynamik von Drehflüglern“ . ABBOTTAEROSPACE.COM . 12. April 2016. S.  2–6 .
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  17. ^ Raymer 1992 , S. 551, 552.
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  19. ^ Miller, Jay (2001). Die X-Flugzeuge: X-1 bis X-45 . Midland Publishing. S. 108. ISBN 978-1-85780-109-5Die
  20. ^ Ameel, Frederick Donald (1979). „Anwendung von motorisierten Hochauftriebssystemen im STOL-Flugzeugdesign“ . S. 14. S2CID 107781224 . 
  21. ^ Williams, RS (1985). Nachtrag zum AGARD-Bericht Nr. 710, Spezialkurs über V/STOL-Aerodynamik, eine Bewertung europäischer Strahlflugzeuge . AGARD-Bericht Nr. 710, Nachtrag. S. 4. ISBN 9789283514893Die
  22. ^ Harrier Modern Combat Aircraft 13, Bill Gunston 1981, ISBN 0 7110 1071 4, S. 23, 43, 101
  23. ^ „Geringe Sicherheitsmargen bei winterlichen Starts | Aviation Week Network“ . aviationweek.com . 24. Dezember 2018. Archiviert vom Original am 7. Dezember 2024. Abgerufen am 19. April 2026. John O’Callaghan vom NTSB, ein Experte für Flugzeugleistung, merkte an, dass alle Flugzeuge bei einem um etwa 2–4 ​​Grad niedrigeren Anstellwinkel (AOA) mit den Rädern auf dem Boden ins Trudeln geraten. (Aus dem NTSB-Unfallbericht zum Verlust eines Business-Class-Jets mit Pfeilflügeln im April 2011)
  24. ^ Ranter, Harro. "ASN Flugzeugunfall de Havilland DH-106 Comet 1A CF-CUN Karachi-Mauripur RAF Station" . aviation-safety.net .
  25. ^ Obert, Ed (2009). Aerodynamische Auslegung von Transportflugzeugen . IOS Press. S.  603–606 . ISBN 978-1-58603-970-7Die
  26. ^ Redaktion (25. Oktober 2019). „Reprise: Night of the Comet | Flight Safety Australia“ .
  27. ^ „Absturz während eines experimentellen Testflugs der Gulfstream Aerospace Corporation GVI (G650), N652GD, Roswell, New Mexico, 2. April 2011“ (PDF) . www.ntsb.gov . Aus dem Unfallbericht des NTSB: In den Flugtestberichten wurde vermerkt, dass „das Abrollen nach dem Strömungsabriss abrupt erfolgt und die Seitenruderleistung vollständig ausschöpft“.
  28. ^ McLean, Doug (07.12.2012). Aerodynamik verstehen: Argumente aus der realen Physik . John Wiley & Sons. S. 401. ISBN 978-1-118-45422-0Die

Bibliographie

  • Federal Aviation Administration (2007). Pilot's Encyclopedia of Aeronautical Knowledge . New York: Skyhorse Publishing, ISBN 1-60239-034-7Die