Supercruise

miniatur|Überschalloptimierter Starfighter Als Supercruise bezeichnet man die Fähigkeit eines Flugzeuges, ohne Nachbrenner dauerhaft (länger als 20 Minuten) schneller als der Schall zu fliegen. Der Begriff supersonic cruise, also Überschallreiseflug, wurde in den 1970er Jahren im Zusammenhang mit zivilen Passagierflugzeugen verwendet, die über lange Strecken mit Überschallgeschwindigkeit fliegen sollten. Nur die Concorde und Tupolews letzte Version der Tu-144LL erreichten dieses Ziel. Da Kampfflugzeuge selten stets geradeaus fliegen, wird in der Forschung auch der Begriff supersonic cruise and maneuver verwendet.

Idee aus den 1980ern Eine Gruppe von Offizieren und Analysten der US Air Force griff die Supercruise-Fähigkeit auf und verlangte um 1980 einen supercruising fighter, der 20–30 Minuten bzw. 200–300 NM mit Mach 1,4–1,5 ohne Nachbrenner fliegen könne. Das Flugzeug sollte nur ein Triebwerk haben und kleiner als eine F-5E sein. Ein Schub-Gewicht-Verhältnis von über 1:1 im Trockenschub mit Kampfbeladung und 1,2:1 mit Nachverbrennung waren anvisiert. Da das Flugzeug so billig wie möglich sein sollte, sollte das Turbojet-Triebwerk mit drei bis vier Kompressorstufen nur ein Gesamtdruckverhältnis von 10:1 bis 12:1, eine Turbineneintrittstemperatur von etwa 1400 K und ein Schub-Gewicht-Verhältnis von über 10:1 haben. Eine komplizierte Avionik wie Radar wurde für überflüssig erachtet; die Bewaffnung sollte aus infrarotgelenkten Sidewinder-Raketen und Anti-Radar-Sparrows (Brazo) bestehen. Um trotz des hohen spezifischen Verbrauchs des Low-Tech-Triebwerks eine akzeptable Reichweite zu bekommen, wurde ein Treibstoffmassenanteil von 0,40 angestrebt. Als Tragflügel wurde ein schwanzloser Delta oder Doppeldelta vorgeschlagen. (PDF; 5,9 MB) Die Idee wurde von der Rüstungsindustrie aufgegriffen und weiterentwickelt. Folgende Vorteile wurden identifiziert: Größere Ausdauer im Überschallflug. Höhere kinetische Energie zu Beginn des Luftkampfes, was u. a. die effektive Reichweite der eigenen Raketen erhöht. Die Reichweite von Luft-Luft- und Boden-Luft-Raketen ist winkel- und geschwindigkeitsabhängig. Eine R-77 hat eine Reichweite von 100 km frontal, aber nur 25 km in der Verfolgung. Diese Reichweiten steigen bzw. sinken, wenn das Ziel schneller fliegt. Durch geschicktes Manövrieren in einem schnelleren Flugzeug lassen sich so Schüsse auf den Gegner abgeben, während man sich durch schnelles Wenden der gegnerischen Waffenreichweite entzieht. Höhere Einsatzrate (d. h. Kampfeinsätze pro Zeit), da Distanzen schneller zurückgelegt werden können. Verzicht auf den Nachbrenner auch bei Hot-and-High-Starts, was Kraftstoff spart. Kritische Gebiete, in denen FlaRak-Systeme mit Hinterhalt-Taktik auf der Lauer liegen könnten, werden schneller passiert. Kampfflugzeuge mit höherem Trockenschub-Gewicht-Verhältnis können Kurvenkämpfe „aussitzen“, bis dem Gegner der Treibstoff ausgeht.Ray Whitford: DESIGN FOR AIR COMBAT, Jane’s Publishing Inc, ISBN 0-7106-0426-2 Effektivere Abfangjagd bzw. effektiveres Ausweichen gegnerischer Jäger.

Obwohl im Vietnamkrieg beide Seiten Flugzeuge mit Höchstgeschwindigkeiten von Mach 2+ flogen, bewegten sich diese meist bei Mach 0,5–0,9, und nur sehr selten schneller als Mach 1,1. Der Grund dafür ist, dass diese Kampfflugzeuge bedingt durch Aerodynamik und Antrieb auf den Nachbrenner angewiesen sind, um Überschallgeschwindigkeit zu erreichen, was die Missionszeit auf wenige Minuten beschränken würde.Mason / Virginia Tech: 10. Supersonic Aerodynamics (PDF; 4,3 MB), abgerufen am 9. September 2013

Aerodynamik Während im Unterschall fast 50 % des Luftwiderstandes auf die Oberflächenreibung, etwa 30 % auf den induzierten Luftwiderstand, etwa 10 % auf die Oberflächenrauheit, etwa 5 % auf den Wellenwiderstand und ungefähr 3 % auf den Interferenzwiderstand entfallen, ändert sich diese Zusammensetzung im Überschallflug. Hier werden ca. 35 % durch den Wellenwiderstand, jeweils 25 % durch induzierten und Reibungswiderstand sowie je 5 % durch Interferenz, Rauigkeit und Sonstiges erzeugt. Es ist deshalb naheliegend, den Wellenwiderstand zu reduzieren, was gewöhnlich durch eine stärkere Pfeilung geschieht. Definitionsgemäß gilt für die Pfeilung: < 35° Unterschallflugzeug 35° bis 50° Transsonisch optimiert mit moderaten Überschalleigenschaften 50° bis 60° Überschalloptimiert mit moderaten transsonischen Eigenschaften > 60° Überschallflugzeug Der zweitgrößte Widerstand ist der induzierte, welcher durch eine höhere Gleitzahl im Überschall (Auftrieb zu Widerstand) reduziert werden soll. Die Gleitzahl (engl. Lift-to-Drag, L/D), welche für eine F-16, F-18, F-4B, F-111 und ähnliche im Überschall (Mach >1,2) bei etwa 4–5 liegt, muss deshalb erhöht werden.W.H. Mason: Some Supersonic Aerodynamics, Virginia Tech (PDF; 7,3 MB), abgerufen am 9. September 2013 Da ein Kampfflugzeug fast nie längere Strecken geradeaus fliegt, ist dieser Parameter besonders kritisch: Ältere Kampfflugzeuge verlieren aufgrund des geringen spezifischen Leistungsüberschusses und der niedrigen Gleitzahl beim Manövrieren im Überschall viel Geschwindigkeit bzw. Energie, sodass diese schnell in den Unterschall zurückfallen. Deshalb werden militärische Supercruiser auf eine möglichst hohe Gleitzahl im Überschall optimiert. Diese hängt wiederum maßgeblich vom Widerstandsbeiwert bei Nullauftrieb im Überschall cw,0 ab. Dazu muss das Volumen des Flugzeuges auf eine möglichst große Länge verteilt werden, gemäß der Flächenregel im Überschall. Ferner wird eine geringe Tragflächenbelastung und ein dünnes Profil benötigt. miniatur|F-106: Überschalloptimiert, aber nicht sehr manövrierfähig In der Praxis stößt das Konzept, einen Deltaflügel mit starker Pfeilung und geringer Streckung an ein nadelförmiges, flächengeregeltes Fluggerät zu bauen an seine Grenzen. Moderne Kampfflugzeuge sollen im Über- und Unterschall hochmanövrierfähig sein, mit geringen Energieverlusten für hohe dauerhafte Wenderaten. Die klassische Convair F-106 scheidet deshalb aus, obwohl deren Nachbrennerschub mit modernen Triebwerken mühelos erreicht werden könnte.

Im Unterschall hängt der Profilwiderstand proportional von der Flügelfläche ab, während der induzierte Widerstand proportional zum Quadrat der Spannweitenbelastung (W/b)² ist. Um höhere Wenderaten zu erzielen, ist also eine große Streckung erforderlich. Da die dauerhafte Wenderate im Unterschall von Schubkraft und Luftwiderstand abhängt, und letzterer beim Wenden zu 75 % vom induzierten Widerstand abhängt, ist dies ein kritischer Parameter. Im Überschall hängt die dauerhafte Wenderate von Schubkraft und Wellenwiderstand ab, welcher maßgeblich von der Flächenregel und einer geringen Streckung beeinflusst wird. Somit ergibt sich ein Zielkonflikt.

Um das Problem zu lösen, sind eine Reihe von Maßnahmen möglich: Eine instabile Auslegung kann den maximalen Auftrieb um über 20 % erhöhen. Der Trimmwiderstand im Überschallflug, etwa 10–15 % des maximalen Auftriebes, kann reduziert werden. Besonders Deltas mit ihrem eher schlechten Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand profitieren davon, welches durch die Kombination mit Canards noch verbessert werden kann. Ferner kann durch Auftriebshilfen die Profilkrümmung im Flug manipuliert werden, um dünneren Überschallprofilen eine günstigere Polare im Unterschall zu geben. Das Umpumpen von Kraftstoff im Flug um den Trimmwiderstand zu reduzieren ist ebenfalls eine Möglichkeit. Auch kann das Cockpit besser in den Rumpf integriert werden, und auf das Seitenleitwerk verzichtet werden. miniatur|Zwei F-16XL Doppeldeltas im Flug Die NASA startete dazu 1977 das Supersonic Cruise and Maneuver Program (SCAMP), um einen supercruise-optimierten Tragflügel zu entwickeln, was zur General Dynamics F-16XL führte. General Dynamics und NASA untersuchten dazu über 150 verschiedene Konfigurationen in mehr als 3600 Windkanalstunden, bevor die Doppeldelta-Tragfläche gewählt wurde. Die 60-m²-Tragfläche mit 70°/50° Pfeilung reduzierte Tragflächenbelastung und Wellenwiderstand deutlich, bei Mach 2,2 konnte eine Gleitzahl von über 9 erreicht werden. In Unterschall änderte sich die Gleitzahl gegenüber der F-16 nicht. Der Reibungswiderstand stieg um 22 %, die interne Kraftstoffmenge um 82 %. Der maximale Anstellwinkel erhöhte sich von 33° (22° beladen) auf 60° (50° beladen). Die 9-g-Enveloppe sollte verdoppelt werden, und weit in den Überschallbereich gehen. Da Simulationen aber Defizite in der Flugsteuerungssoftware offenlegten, wurde die Flugenveloppe der Maschine bei 7,2 g abgeregelt.NASA: Flight Test Results for the F-16XL With a Digital Flight Control System, März 2004 (PDF; 619 kB) Ferner wurde die Tragflächenvorderkante mit einer S-Linie an den Rumpf angebunden, um die ansteigende Instabilität bei hohen Anstellwinkeln abzuschwächen.NASA: Review of Cranked-Arrow Wing Aerodynamics Project: Its International Aeronautical Community Role, 2007 (PDF; 2,2 MB)

Andere Entwürfe wie das Experimental Aircraft Programme (EAP) sollten mit einem Doppeldelta mit 60°/40° Pfeilung an den Start gehen. Letztlich wurde bei diesem Delta-Canard-Entwurf 57°/45° umgesetzt, um die dauerhaften Wenderaten im Unterschall durch eine höhere Streckung zu verbessern. Bei den Doppeldeltas verstärkt der Tütenwirbel des inneren Deltas den Wirbel, welcher am Knick zur äußeren Tragfläche beginnt, was den induzierten Widerstand reduziert. Ferner erhöht sich durch das „fehlende Flügelstück“ die Streckung durch eine geringere Auftriebfläche, was die dauerhaften Wenderaten im Unterschall verbessern kann, sofern die steigende Tragflächenbelastung dies nicht zunichtemacht. Beim EFA wurde deshalb ein einfacher Delta mit 53° Pfeilung verwendet.

Alternative Flugzeugkonzepte, wie die ab 1977 von Grumman und der NASA entwickelte Supersonic Tactical Aircraft Configuration (STAC) sollte mit einem Deltaflügel mit einer Pfeilung von 57° eine Marschgeschwindigkeit von Mach 2 erreichen, mit einer Gleitzahl von 6.NASA: Control Definition Study for Advanced Vehicles, November 1983 (PDF; 11,7 MB) Ab 1983 war eine gepfeilte Tragfläche mit einer Supercritical Conical Camber (SC3) vorgesehen, welche mit den weit vorn liegenden Canards kombiniert werden sollte. Die SC3-Tragfläche ist über ihre Länge konisch gekrümmt, um eine superkritische Strömung an ihrer Vorderkante zu erzeugen, welche im Innenbereich unterkritisch wird. Die Tragfläche ist auf Überschallmanöver optimiert und hat eine sehr günstige Gleitzahl. (PDF; 4,3 MB)

Antrieb Trotz des Wunsches, den Überschall-Marschflug ohne Nachverbrennung zu absolvieren, ist der Kraftstoffverbrauch im Überschallflug hoch, da eine hohe Schubkraft benötigt wird. Folglich muss eine große interne Kraftstoffmenge mitgeführt werden, um sinnvolle Einsatzradien zu ermöglichen. Dabei gilt für den Treibstoffmassenanteil:POGO: The F-22 Program: Fact Versus Fiction, 2005 < 0,29 Subcruiser 0,29 – 0,35 Quasi-Supercruiser > 0,35 Supercruiser Die Wahl der Antriebstechnik kann in einem Systemvergleich ermittelt werden. Stand der Technik ist das Jahr 2010, angestrebt werden Geschwindigkeiten bis Mach 4. Bei einem nachbrennerlosen Turbojet wird mit einer Brennkammereintrittstemperatur von 900 K und einer Turbineneintrittstemperatur von 1900 K ein maximales Druckverhältnis von 46:1 bei Mach 1,2 benötigt, um den optimalen Verbrauchswert von 30 g/kNs zu erreichen. Das benötigte Druckverhältnis im Verdichter sinkt mit steigender Geschwindigkeit durch den Einlauf rasch ab, da die Brennkammereintrittstemperatur mangels Kühlmöglichkeit limitiert ist. Eine Höchstgeschwindigkeit von knapp unter Mach 4 mit 48 g/kNs wird erreicht. Der spezifische Schub sinkt dabei auf −39 %, während der Verbrauch auf +67 % steigt. Da das Druckverhältnis im Verdichter über Mach 3 bei unter 4:1 liegt, ist der „trockene“ Turbojet als Antrieb über Mach 3 ineffizient.