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Die
Erfindung betrifft ein System und ein Verfahren zum Reduzieren von
Randwirbeln, insbesondere zum Reduzieren von Randwirbeln, die an
Tragflügeln
eines Flugzeugs erzeugt werden, und die wesentlich zur Erzeugung
von Wirbelschleppen des Flugzeugs beitragen.
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Wirbelschleppen
entstehen, wenn der für das
Fliegen nötige
Auftrieb erzeugt wird. Bei einem Flügel, der Auftrieb erzeugt,
ist der Druck auf der Unterseite höher als an der Oberseite. An den
Enden des Flügels
strömt
daher Luft von der Unter- zur Oberseite, wodurch ein starker Wirbel
entsteht, der „Randwirbel". Zudem fließen an der
Hinterkante der Tragfläche
die von Ober- und Unterseite kommenden Fluidschichten mit unterschiedlichem
Richtungssinn aneinander vorbei, so dass eine freie Scherschicht entsteht,
die in Spannweitenrichtung mit dem jeweiligen Randwirbel verbunden
ist. Diese freie Scherschicht rollt sich zusammen mit dem jeweiligen
Randwirbel in zwei gegensinnig drehende Einzelwirbel auf, die man
sich als kleine, horizontale Tornados vorstellen kann, die in ihrem
Kern je nach Flugzeuggröße Spitzengeschwindigkeiten
von bis zu 360 km/h aufweisen können.
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Die
Wirbelschleppe bleibt mehrere hundert Spannweiten stromab nachweisbar,
bevor sie sich wieder auflöst.
Dies bedeutet, dass sie bei Großflugzeugen
eine Lebensdauer von mehreren Minuten und eine Länge von bis zu 30 km haben
kann.
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Für ein in
eine Wirbelschleppe einfliegendes, insbesondere kleineres, Flugzeug
können
sich schwerwiegende Konsequenzen ergeben, beispielsweise können lokal
stark erhöhte
Luftkraftschwankungen bis hin zum Verlust der stabilen Fluglage
führen.
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Die
Flugzeuge müssen
daher insbesondere bei Start und Landung einen entsprechenden Abstand
zueinander haben. Die vom Flügel
abgehenden Randwirbel, die aus dem stetigen Aufrollvorgang entstehen,
gefährden
somit nachfolgende Flugzeuge und sind ein limitierender Faktor für die Start-
und Landefrequenz.
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Aufgabe
der Erfindung ist die Schaffung eines Systems und eines Verfahrens,
um die aus dem stetigen Aufrollvorgang entstehenden Randwirbel und
damit die Nachlaufzerfallszeit bei Flugzeugen zu reduzieren.
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Die
Lösung
dieser Aufgabe ist den unabhängigen
Ansprüchen
zu entnehmen. Vorteilhafte Weiterentwicklungen der Erfindung sind
in den Unteransprüchen
angegeben.
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Das
erfindungsgemäße System
weist an einem äußeren Ende
eines Tragflügels
eines Flugzeugs ein Bauteil auf, das zur Störung des Aufrollvorgangs der
Luft im Bereich des Außenflügels um
eine im wesentlichen senkrecht zur Flugrichtung verlaufenden Achse
periodisch schwenkbar ist. Dieser Aufrollvorgang der Luft entsteht
aus der Umströmung des
Flügels
und dem dadurch hervorgerufenen Druckunterschied zwischen der Flügelober-
und Flügelunterseite.
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Das
erfindungsgemäße System
kann in vorhandene Bauelemente integriert werden, wobei auch eigenständige Lösungen vorstellbar
sind. Vorrangig wird eine Kombination des erfindungsgemäßen Systems
mit vorhandenen Bauelementen vorgeschlagen. In den nachfolgenden
Beschreibungen und beiliegenden Figuren der Ausführungsbeispiele, werden diese
als "Winglets" oder "Wing-Tip-Fences" bezeichnet.. Diese,
in die äußeren Flügelenden
integrierten, aerodynamisch wirksamen Bauelemente sind heute Bestandteil
fast aller größeren Verkehrsflugzeuge.
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Gemäß einer
Weiterbildung der Erfindung ist das periodisch schwenkbare Bauteil
auf einer Flügeloberseite
ausgebildet und enthält
ein feststehendes Element und ein erstes und ein zweites schwenkbares
Flügelelement.
Das erste und das zweite schwenkbare Flügelelement sind beispielsweise
nebeneinander stromabwärts
von dem feststehenden Element angeordnet und relativ zueinander
aufklappbar. Gemäß dieser
Weiterbildung der Erfindung werden speziell die schwenkbaren Flügelelemente
in aufgeklappter Stellung periodisch relativ zu der im wesentlichen
senkrecht zur Flugrichtung verlaufenden Achse hin und her geschwenkt,
wobei eine relative Position der Flügelelemente zueinander konstant ist
oder gemäß einer
Alternative während
des Schwenkvorgangs geändert
wird.
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Gemäß einer
anderen Weiterbildung der Erfindung enthält das Bauteil ein bewegliches
erstes Flügelelement
auf einer Oberseite des Tragflügels und
ein bewegliches zweites Flügelelement
auf einer Unterseite des Tragflügels.
Das erste Flügelelement und
das zweite Flügelelement
liegen sich vorzugsweise im Bereich des Außenflügels gegenüber.
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Gemäß beiden
Weiterentwicklungen der Erfindung, wie oben beschrieben, sind die
Flügelelemente
in eine erste Stellung steuerbar, in der die Flügelelemente im Wesentlichen
parallel zur Flugrichtung verlaufen, und in eine zweite Stellung
steuerbar, in der das erste Flügelelement
unter einem ersten vorbestimmten Ausschlagwinkel zur Flugrichtung nach
außen
(vom Flugzeugrumpf weg) und das zweite Flügelelement unter einem zweiten
vorbestimmten Ausschlagwinkel zur Flugrichtung nach innen (zum Flugzeugrumpf
hin) geklappt sind. Hierdurch wird der Widerstandsbeiwert des Flugzeuges
um einen vorgegebenen Wert erhöht
(konfigurationsbedingt bei quasi Konstanthaltung des Auftriebs).
Ohne Nachregelung des Schubes wird somit ein steilerer Sinkflug (Gleitpfad)
eingeleitet.
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Zur
gesteuerten Störung
des Aufrollvorgangs der Luft im Bereich des Außenflügels werden die Flügelelemente
in der zweiten Stellung periodisch mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit
zwischen einer äußeren Endposition
und einer inneren Endposition hin und her bewegt. Die Geschwindigkeit
kann beispielsweise konstant sein oder sich ändern.
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Während des
periodischen Schwenkvorgangs ist der erste und der zweite Ausschlagwinkel der
Flügelelemente
derart, dass der Widerstandsbeiwert des Tragflügels konstant bleibt, wodurch
keine Beeinträchtigung
des Passagierkomforts erfolgt, da keine Schubänderungen auftreten.
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Gemäß der Erfindung
werden beispielsweise im Landeanflug das erste und das zweite Flügelelement
von einer ersten Stellung, in der die Flügelelemente zusammengeklappt
und der erste und zweite Ausschlagwinkel gleich Null sind, in eine
zweite Stellung gesteuert, in der das erste Flügelelement unter einem ersten
vorbestimmten Ausschlagwinkel nach außen und das zweite Flügelelement
unter einem zweiten vorbestimmten Ausschlagwinkel relativ zu der
in Flugrichtung verlaufenden Achse nach innen geklappt sind. In
einem zweiten Schritt werden dann die derart ausgeklappten Flügelelemente
periodisch zwischen einer ersten Endposition und einer zweiten Endposition
um eine im wesentlichen senkrecht zur Flugrichtung verlaufenden
Achse (in Flugrichtung) hin und her bewegt, wobei während der
Schwenkbewegung der erste und der zweite Ausschlagwinkel derart
gesteuert werden, dass ein Widerstandsbeiwert des Tragflügels konstant
bleibt. Dadurch werden die Randwirbel gestört und somit Wirbelschleppen des
Flugzeugs reduziert.
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Gemäß der Erfindung
ist es möglich,
die sog. Störzeit
eines Flugzeugs, die durch seinen Nachlauf und dessen Zerfallszeit
bestimmt ist, zu verkürzen. Unter
Störzeit
eines Flugzeugs versteht man die Mindestwartezeit zwischen Start
und Landung eines Flugzeugs bis zum zugelassenen, sicheren Start oder
Landung eines nachfolgenden Flugzeugs. Abhängig von Nachlaufintensität und Ausdehnung
ergeben sich unterschiedliche Zerfallszeiten, nach denen dann ein
Flugzeug in Störklassen
eingeordnet wird.
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Gemäß der Erfindung
kann eine Kapazitätssteigerung
der Flughäfen
ohne zusätzliche
Startund Landebahnen erreicht werden, indem die Störzeiten der
Flugzeuge untereinander durch das erfindungsgemäße System und Verfahren reduziert
werden.
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Im
Folgenden werden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen bevorzugte
Ausführungsbeispiele
der Erfindung beschrieben. Es zeigen:
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1 eine
schematische perspektivische Teilansicht eines Flügels mit
einem System gemäß einem
ersten Ausführungsbeispiel
der Erfindung;
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2a-2d schematische
Draufsichten auf das System gemäß dem ersten
Ausführungsbeispiel
der Erfindung bei verschiedenen Zuständen;
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3 eine
schematische perspektivische Teilansicht eines Flügels mit
einem System gemäß einem
zweiten Ausführungsbeispiel
der Erfindung; und
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3a-3d schematische
Draufsichten auf das System gemäß dem zweiten
Ausführungsbeispiel
der Erfindung bei verschiedenen Zuständen.
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Im
Folgenden werden für
gleiche Komponenten in den unterschiedlichen Ansichten in den Figuren
gleiche Bezugszeichen verwendet.
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1 zeigt
eine schematische perspektivische Teilansicht eines Systems 1 gemäß einem
ersten Ausführungsbeispiel.
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Das
System 1 enthält
ein Bauteil 2, das am äußersten
Randbereich eines Flügels 3 eines
Flugzeugs (nicht gezeigt) angeordnet ist.
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Wie
in 1 gezeigt, ist gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel
der Erfindung das Bauteil 2 auf einer Flügeloberseite 4 angeordnet,
um einen Luftstrom, der von einer Flügelunterseite 5 zur
Flügeloberseite 4 strömt (Aufrollvorgang)
zu stören.
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Das
Bauteil 2 gemäß dem ersten
Ausführungsbeispiel
enthält
ein feststehendes Element 6, ein erstes Flügelelement 7 und
ein zweites Flügelelement 8.
Das zweite Flügelelement 8 befindet
sich in 1 hinter dem ersten Flügelelement 7 und
wird von diesem verdeckt.
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Das
erste und das zweite Flügelelement 7, 8 sind
stromabwärts
vom feststehenden Element 6 ausgebildet und um eine sich
im Wesentlichen senkrecht zur Flugrichtung erstreckende Achse schwenkbar
an dem feststehenden Element 6 angebracht. Die Schwenkachse
ist in 1 gestrichelt dargestellt. Das feststehende Element 6 und
die Flügelelemente 7, 8 erstrecken
sich vorzugsweise in Flugrichtung und sind entsprechend aerodynamisch
ausgebildet.
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2a zeigt
eine Draufsicht auf das System 1 gemäß 2 in
einem ersten Zustand.
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In
diesem ersten Zustand sind das erste Flügelelement 7 und das
zweite Flügelelement 8 zusammengeklappt,
ihre jeweiligen inneren Oberflächen
liegen sich gegenüber
und kontaktieren sich vorzugsweise leicht. Der Zustand 1 der
Flügelelemente 7, 8 liegt
beispielsweise während
des normalen Fluges vor. In diesem Zustand, der auch Nullstellung
genannt wird, sind der Widerstandsbeiwert und der Auftriebsbeiwert
im Wesentlichen auf einem flugzeugspezifischen konstanten Wert.
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Wie
in 2a gezeigt, erstrecken sich das feststehende Element 6 und
die zusammengeklappten Flügelelemente 7, 8 im
Wesentlichen in Flugrichtung A und bilden eine aerodynamische Einheit.
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2b zeigt
einen zweiten Zustand der Flügelelemente 7, 8.
Dieser zweite Zustand liegt beispielsweise mit Beginn des Landeanflugs
vor. Um die Flügelelemente 7, 8 in
diesen zweiten Zustand zu steuern, kann beispielsweise das zentrale
Steuersystem des Flugzeugs verwendet werden.
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Wie
in 2b verdeutlicht, ist das erste Flügelelement
7 um einen Winkel δu nach außen, vom Flugzeugrumpf (nicht
gezeigt) weg, ausgeschlagen. Das zweite Flügelelement 8 ist um
einen Winkel δo nach innen zum Flugzeugrumpf (nicht gezeigt)
ausgeschlagen. Die Winkel δu, δo sind relativ zur Flugrichtungsachse A.
In diesem zweiten Zustand erhöht sich
der Widerstandsbeiwert bei gleichbleibendem Auftriebsbeiwert. Als
Folge des Winkelausschlags δu und δo der Flügelelemente 7, 8 stellt
sich eine konstante Änderung
des Flügelnachlaufes
ein.
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Die
Größe der Winkelausschläge δu und δo ist
flugzeugspezifisch, und optimale Werte werden beispielsweise im
Windkanal bestimmt.
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2c zeigt
einen dritten Zustand der Flügelelemente 7, 8,
bei dem die Flügelelemente 7, 8 aus
der in 2b gezeigten mittigen Position
unter Beibehaltung ihrer relativen Position zueinander nach außen in eine äußere Endposition
geschwenkt sind. Gemäß 2c ist
die äußere Endposition
des Schwenkvorgangs gegeben, wenn das zweite Flügelelement 8 im Wesentlichen
parallel zur Flugrichtungsachse A verläuft. Die Drehbewegung der Flügelelemente 7, 8 in
diese äußere Endposition
erfolgt mit einer vorgegebenen Drehgeschwindigkeit. Die Steuerung
dieser Drehbewegung kann beispielsweise von dem zentralen Flugzeugsteuerungssystem übernommen
werden.
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An
der äußeren Endposition,
wie in 2c gezeigt, wird die Drehrichtung
der Bewegung gewechselt, und die Flügelelemente 7, 8 werden
bis zu einer inneren Endposition, wie in 2d gezeigt,
gedreht. Hier wechselt wieder die Drehrichtung und ein neuer Zyklus
beginnt.
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Während des
oben beschriebenen Bewegungsablaufs von Endposition zu Endposition
werden die Ausschlagwinkel δu, δo der Flügelelemente 7, 8 vorzugsweise
derart gesteuert, dass der Widerstandsbeiwert konstant bleibt. Durch
diesen periodischen Bewegungsablauf der Flügelelemente 7, 8 wird
der stetige Aufrollvorgang der Luft im Bereich des Außenflügels gestört, was
zu einer Reduzierung der erzeugten Wirbelschleppe führt.
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3 zeigt
ein zweites Ausführungsbeispiel des
erfindungsgemäßen Systems 1 in
einer Anordnung als sog. Wing-Tip-Fence.
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Gemäß diesem
Ausführungsbeispiel
enthält das
erfindungsgemäße System 1 ein
erstes Flügelelement 9 und
ein zweites Flügelelement 10,
die jeweils am äußeren Ende
eines Tragflügels 3 eines Flugzeugs
(nicht gezeigt) angeordnet sind. Speziell ist das erste Flügelelement 9 auf
einer Flügeloberseite 4 und
das zweite Flügelelement 10 auf
einer Flügelunterseite 5 angeordnet.
Die Flügelelemente 9, 10 sind
jeweils an einem Drehpunkt B im wesentlichen senkrecht zur Flugrichtung
schwenkbar, wie in den 3a-3d verdeutlicht.
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Die 3a-3d zeigen
jeweils Draufsichten auf die Flügeloberseite 4 des
in 3 gezeigten Systems 1. Wie in 3a gezeigt,
befinden sich, ähnlich
wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel,
in einem ersten Zustand die Flügelelemente 9, 10 in
einer Nullstellung, in der die Flügelelemente 9, 10 nicht relativ
zu der Flugrichtungsachse A nach innen oder nach außen ausgeschlagen
sind. In 3a ist in der Draufsicht lediglich
das Flügelelement 9 zu
erkennen, das in der Figur das darunter liegende Flügelelement 10 verdeckt.
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3b zeigt
die Flügelelemente 9, 10 jeweils
um Ausschlagwinkel δu, δo ausgeschlagen, ähnlich wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel.
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3c zeigt
einen dritten Zustand, bei dem die Flügelelemente 9, 10 unter
Beibehaltung ihrer relativen Position zueinander nach außen ausgeschwenkt
sind, ähnlich
wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel.
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3d zeigt
die Flügelelemente 9, 10 in
einem vierten Zustand, bei dem diese nach innen geschwenkt sind.
Die aerodynamischen Vorgänge
in den Zuständen
1 bis 4, wie in den 3a- 3d gezeigt,
entsprechen denen gemäß dem ersten
Ausführungsbeispiel,
und werden daher nicht wiederholt beschrieben.
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Obwohl
die Erfindung unter Bezugnahme auf bevorzugte Ausführungsbeispiele
beschrieben worden ist, ist es selbstverständlich, dass ein Fachmann auf
diesem Gebiet Änderungen
vornehmen kann, ohne den Schutzbereich der Erfindung zu verlassen.
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Beispielsweise
können
mehr als zwei Flügelelemente
verwendet werden und unter einer vorbestimmten relativen Position
zueinander um eine Flugrichtungsachse periodisch mit unterschiedlichen
Geschwindigkeiten geschwenkt werden. Obwohl gemäß den bevorzugten Ausführungsbeispielen
teilweise beschrieben wurde, dass die Zustände 3 und 4 unter Beibehaltung
der relativen Position der Flügelelemente
jeweils eingenommen werden, ist es selbstverständlich, dass die relative Position
der Flügelelemente
zueinander während
der periodischen Drehbewegung geändert
werden kann. Vorgabe ist ein praktisch konstanter Widerstandsbeiwert
während der
periodischen Drehbewegung in dem Sinne, dass der Flugpassagier keinen
merklichen Beschleunigungs- bzw. Verzögerungskräften ausgesetzt ist.
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Ergänzend ist
darauf hinzuweisen, dass "umfassend" keine anderen Elemente
oder Schritte ausschließt
und "eine" oder "ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner
sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis
auf eines der obigen Ausführungsbeispiele
beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen
oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden
können.
Bezugszeichen in den Ansprüchen
sind nicht als Einschränkung
anzusehen.
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- 1
- System
- 2
- Bauteil
- 3
- Flügel
- 4
- Flügeloberseite
- 5
- Flügelunterseite
- 6
- feststehendes
Element
- 7
- erstes
Flügelelement
- 8
- zweites
Flügelelement
- 9
- erstes
Flügelelement
- 10
- zweites
Flügelelement
- A
- Flugrichtungsachse
- B
- Drehpunkt