DE102008035978B4

DE102008035978B4 - Method and device for bursting of vortexes that form on overflowed drive or driven surfaces

Info

Publication number: DE102008035978B4
Application number: DE102008035978.5A
Authority: DE
Inventors: Prof. Dr. Rein Martin
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2008-07-31
Filing date: 2008-07-31
Publication date: 2015-10-22
Anticipated expiration: 2028-08-01
Also published as: DE102008035978A1

Abstract

Verfahren zum Platzenlassen von Wirbeln, die sich an überströmten Auf- oder Abtriebsflächen durch Aufrollen von abgelösten Strömungen ausbilden, wobei thermische Energie derart in die Strömung eingebracht wird, dass sie in den Bereich der Wirbel gelangt, dadurch gekennzeichnet, dass die thermische Energie mittels eines gas-, staub- oder nebelförmigen Trägermaterials (17) eingebracht wird, das im Bereich der Wirbelachse (9) der Wirbel (7) in die Strömung (15) injiziert wird und dass eine exotherme Reaktion des Trägermaterials (17) in der Strömung (15) ausgelöst wird.A method for the bursting of vortices, which form on overflowed driving or driven surfaces by rolling up detached flows, wherein thermal energy is introduced into the flow in such a way that it enters the region of the vortex, characterized in that the thermal energy by means of a gas , dust or fog-like carrier material (17) is introduced, which is injected in the region of the vortex axis (9) of the vortex (7) into the flow (15) and that an exothermic reaction of the carrier material (17) in the flow (15) is triggered.

Description

TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNGTECHNICAL FIELD OF THE INVENTION

Die Erfindung bezieht sich auf Verfahren zum Platzenlassen von Wirbeln mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 sowie eine Vorrichtung zum Platzenlassen von Wirbeln mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 11.The invention relates to methods for the letting of vertebrae with the features of the preamble of independent claim 1 and a device for bursting vertebrae with the features of the preamble of independent claim 11.

Bei der vorliegenden Erfindung geht es um das Platzenlassen von Wirbeln, die sich an überströmten Auf- oder Abtriebsflächen ausbilden. Insbesondere handelt es sich um Auftriebsflächen eines Flugzeugs. Entsprechend besteht die Strömung, die die Auf- oder Abtriebsfläche überströmt, normalerweise aus Gas, in der Regel Luft. Grundsätzlich ist die vorliegende Erfindung aber auch zur Anwendung bei Strömungen aus anderen Fluiden, wie beispielsweise Flüssigkeiten einsetzbar.In the present invention is about the bursting of vertebrae, which form on overflowed driving or driven surfaces. In particular, these are lifting surfaces of an aircraft. Accordingly, the flow that flows over the driving or driven surface, usually made of gas, usually air. In principle, however, the present invention can also be used in the case of flows from other fluids, for example liquids.

STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART

Der Auftrieb von Flugzeugen ist unmittelbar mit der Erzeugung von Wirbeln verbunden. Hinter den Tragflügeln eines Flugzeugs bildet sich ein Wirbelpaar aus. Dieses kann für nachfolgende Flugzeuge gefährlich sein und bestimmt den notwendigen Sicherheitsabstand zwischen aufeinander folgenden Flugzeugen bei Start und Landung. Da die Wirbelstärke unmittelbar mit dem Auftrieb korreliert ist, und ein bestimmtes Gewicht eines Flugzeugs einen bestimmten Auftrieb erfordert, ist insbesondere hinter schweren Verkehrs- und Transportflugzeugen ein großer Sicherheitsabstand erforderlich. Die damit einhergehende Verringerung der Start- bzw. Landefrequenz ist aus wirtschaftlichen Gründen unerwünscht.The buoyancy of aircraft is directly related to the generation of vortices. Behind the wings of an aircraft forms a vortex pair. This can be dangerous for subsequent aircraft and determines the necessary safety margin between successive aircraft at takeoff and landing. Since the vorticity is correlated directly with the buoyancy, and a certain weight of an aircraft requires a certain buoyancy, a large safety margin is required behind heavy traffic and transport aircraft in particular. The concomitant reduction in take-off or landing frequency is undesirable for economic reasons.

Eine zumindest teilweise Vernichtung der Wirbel hinter einem startenden oder landenden Flugzeug ist dadurch möglich, dass die Wirbel gezielt zum Platzen gebracht werden. Hierzu ist es aus der DE 199 50 403 C2 bekannt, das sich hinter Tragflügeln von Flugzeugen ausbildende Hauptwirbelpaar durch Wirbel mit gegensinniger Zirkulation, die sowieso grundsätzlich vorhanden sind, zu destabilisieren. Damit die Wirbel gegenläufiger Zirkulation miteinander Wechselwirken können, müssen sie hinter dem startenden bzw. landenden Flugzeug auf eine Höhe gebracht werden. Hierzu wird der Einsatz sogenannter Winglets vorgeschlagen.An at least partial destruction of the vortex behind a starting or landing aircraft is possible because the vortexes are deliberately burst. For this it is from the DE 199 50 403 C2 known to destabilize behind mainspring wings of aircraft forming main vortex pair by vortex with opposite circulation, which are basically present anyway. For the vortices of countercurrent circulation to interact with each other, they must be brought to a height behind the departing or landing aircraft. For this purpose, the use of so-called winglets is proposed.

Bei Flugzeugen mit stark gepfeilten Flügeln, z. B. sogenannten Delta- oder Lambda-Flügeln, werden die Flügelvorderkanten unter einem spitzen Winkel angeströmt. Dabei kann sich insbesondere bei größeren Anstellwinkeln der Flügel die Strömung an den Flügelvorderkanten ablösen. Die abgelöste Strömung rollt sich zu Wirbeln auf, die über den Tragflügeloberseiten liegen. Der geringe Druck in den Wirbeln liefert einen zusätzlichen Beitrag zum Auftrieb. Die Wirbel können jedoch platzen, was zum Verschwinden des zusätzlichen Beitrags des jeweiligen Wirbels zum Auftrieb führt. Geschieht das Wirbelplatzen über dem rechten und linken Tragflügel unsymmetrisch zur Symmetrieebene des Flugzeugs, entstehen Rollmomente. Treten diese unkontrolliert auf, bedeuten sie eine große Gefährdung; gezielt hervorgerufen könnte das entstehende Rollmoment jedoch zur Unterstützung schneller Flugmanöver genutzt werden. Es ist daher von Interesse, den Vorgang des Wirbelplatzens durch geeignete Maßnahmen zu kontrollieren. Diese Maßnahmen müssen grundsätzlich eine schnelle Reaktion hervorrufen. Hierzu sind mechanische Verfahren, d. h. Klappen, nicht immer genügend schnell und aus Gründen einer erhöhten Radarsignatur vielfach grundsätzlich zu vermeiden. Eine Einflussnahme auf das Wirbelplatzen durch Ausblasen von Luft ist versucht worden, hat aber bislang keinen nennenswerten Erfolg gezeigt.For aircraft with heavily swept wings, z. B. so-called delta or lambda wings, the wing leading edges are flowed at an acute angle. In this case, especially at larger angles of attack of the wings, the flow at the wing leading edges replace. The detached flow rolls up into eddies that are above the wing tops. The low pressure in the vertebrae provides an additional contribution to the buoyancy. However, the vortexes can burst, which leads to the disappearance of the additional contribution of the respective vortex to buoyancy. If the swirling space above the right and left wings takes place asymmetrically with respect to the plane of symmetry of the aircraft, rolling moments occur. If these occur unchecked, they represent a great danger; However, the resulting rolling moment could be used to support fast flight maneuvers. It is therefore of interest to control the process of spinal fusion by taking appropriate measures. These measures must always cause a quick reaction. For this purpose, mechanical methods, d. H. Flaps, not always sufficiently fast and for reasons of an increased radar signature in many cases to avoid. An influence on the vortex burst by blowing air has been tried, but has so far shown no appreciable success.

Aus der WO 2007/022315 A2 ist es bekannt, dass Platzen von Wirbeln, die sich durch Aufrollen von abgelösten Strömungen an einem Deltaflügler ausbilden, zu steuern, indem Abgase eines Pulsdetonationsmotors rückwärts tangential zu der Auftriebsfläche ausgestoßen werden. Hierdurch wird das Platzen der Wirbel bis hinter den Deltaflügler verzögert, damit das Platzen der Wirbel keinen nachteiligen Einfluss auf den Auftrieb des Deltaflüglers hat.From the WO 2007/022315 A2 It is known to control the bursting of vortices that form by rolling up detached flows on a delta flyer by expelling exhaust gases of a pulse detonation motor backward tangentially to the lift surface. This delays the bursting of the vortexes beyond the delta wing, so that the bursting of the vortex does not adversely affect the buoyancy of the delta wing.

In Zheltovodov, A. A., Pimonov, E. A., Knight, D. D. (2007) Numerical modeling of vortex/shock wave interaction and its transformation by localized energy deposition, Shock Waves, Vol. 17, Seiten 273–290, sind theoretisch/numerische Untersuchungen zur Wirkung eines lokalen Energieeintrags auf Wirbel in Überschallströmungen beschrieben. Es konnte numerisch gezeigt werden, dass der Eintrag von Energie ein Platzen der Wirbel bewirken kann. In der numerischen Rechnung wird der Energieeintrag ausschließlich mathematisch modelliert. Als mögliche praktische Vorgehensweisen zur Einbringung der Energie in die Strömung wird die Verwendung kontinuierlicher oder gepulster Laser sowie der Einsatz von Mikrowellen oder Methoden der Magnetohydrodynamik vorgeschlagen, und auf diese Weise werden ein Verfahren mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 in eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 11 offenbart.In Zheltovodov, AA, Pimonov, EA, Knight, DD (2007) Numerical modeling of vortex / shock wave interaction and its transformation by localized energy deposition, Shock Waves, Vol. 17, pp. 273-290, theoretical / numerical investigations are to effect a local energy input to vortexes in supersonic flows described. It could be numerically shown that the entry of energy can cause a burst of vortex. In the numerical calculation, the energy input is mathematically modeled only. As possible practical procedures for introducing the energy into the flow, the use of continuous or pulsed lasers and the use of microwaves or methods of magnetohydrodynamics is proposed, and in this way a method having the features of the preamble of independent claim 1 in a device with the Features of the preamble of independent claim 11 disclosed.

Ein weiteres Verfahren mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 und eine weitere Vorrichtung mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 11 sind aus Patel, M. P., Ng, T. T., Vasudevan, S., Corke, T. C., He, C. (2006) Plasma Actuators for Hingeless Aerodynamic Control of an Unmanned Vehicle, AIAA paper 2006–3495, bekannt. Hier wird im Modellversuch eine Beeinflussung der Wirbel über stark gepfeilten Flügeln mittels Plasmaaktuatoren erreicht. Eine gute Wirkung tritt auf, wenn die Aktuatoren direkt an der Flügelvorderkante auf der Windseite nahe der Ablöselinie angebracht werden. Es handelt sich hierbei um eine Beeinflussung der Grenzschicht durch Energieeintrag über elektrische Felder direkt an der überströmten Oberfläche. Über Versuche im Labormaßstab hinaus, bei denen die Strömungsgeschwindigkeiten jeweils weit unter typischen Fluggeschwindigkeiten lagen, haben Versuche, Wirbel über stark gepfeilten Flügeln mit Plasmaaktuatoren zu beeinflussen, bislang noch keine positiven Effekte gezeigt. Auch bei den Versuchen im Labormaßstab sind diese Effekte nur eng begrenzt.Another method having the features of the preamble of independent claim 1 and another apparatus having the features of the preamble of independent claim 11 are known from Patel, MP, Ng, TT, Vasudevan, S., Corke, TC, He, C. (2006 ) Plasma Actuators for Hingeless Aerodynamic Control of Unmanned Vehicle, AIAA paper 2006-3495. Here, in the model experiment, an influence of the vortex on heavily swept wings is achieved by means of plasma actuators. A good effect occurs when the actuators are mounted directly on the wing leading edge on the windward side near the detachment line. This is an influencing of the boundary layer by energy input via electric fields directly at the overflowed surface. Beyond laboratory-scale experiments, where the flow velocities were far below typical flight speeds, attempts to manipulate vortices over heavily swept wings using plasma actuators have not shown any positive effects so far. Even in laboratory scale experiments, these effects are only very limited.

Aus der DE 38 04 931 A1 sind ein Verfahren zur Richtungssteuerung eines im höheren Überschallbereich fliegenden Flugkörpers und ein derartiger Flugkörper bekannt. Dabei wird zur Vermeidung von Ruderklappen enthaltenden Steuerflächen, bei denen eine Kurskorrektur durch Steuerbetätigung längere Zeit in Anspruch nimmt und die außerdem einer außerordentlich hohen thermischen Belastung ausgesetzt sind, vom Flugkörper aus Brennstoff in die turbulente heiße Grenzschicht seiner Umströmung injiziert, um nach turbulenter Vermischung mit Außenluft in dieser Grenzschicht sowie anschließender Zündung und Verbrennung des Brennstoff-/Luftgemisches seitlich neben dem Flugkörper mindestens ein Verbrennungsgaspolster mit einer gegenüber der Temperatur der Grenzschicht noch erhöhten Temperatur und einer somit verringerten spezifischen Machtzahl zu erzeugen, das auf Flächenbereiche des Flugkörpers einwirkende Ablenkkräfte erzeugt. Dabei kann als Brennstoff ein gasförmiger, flüssiger, pulverförmiger, pastöser oder gelartiger Brennstoff in die Grenzschicht injiziert werden. Die Zündung des Brennstoff kann durch die durch Reibungswärme aufgeheizte Oberfläche des Flugkörpers, durch die erwärmte Anströmungsluft der Grenzschicht, mit Hilfe eines Zündfunkens und/oder durch einen an der Außenseite des Flugkörpers angebrachten oder diese bildenden Katalysator initiiert oder gefördert werden. Auf- oder Abtriebsflächen, an deren freien Enden sich Wirbel ausbilden, sind an dem bekannten Flugkörper nicht vorgesehen.From the DE 38 04 931 A1 For example, a method for controlling the direction of a missile flying in the higher supersonic range and such a missile are known. In this case, to avoid control surfaces containing control surfaces, in which a course correction by taxation takes longer time and are also exposed to an extremely high thermal load, injected from the missile fuel in the turbulent hot boundary layer of its flow to turbulent mixing with outside air In this boundary layer and subsequent ignition and combustion of the fuel / air mixture laterally next to the missile to produce at least one combustion gas cushion with respect to the temperature of the boundary layer still elevated temperature and thus reduced specific power, which generates deflecting forces acting on areas of the missile. In this case, as a fuel, a gaseous, liquid, powdery, pasty or gelatinous fuel can be injected into the boundary layer. The ignition of the fuel can be initiated or promoted by the surface of the missile heated by frictional heat, by the heated inflow air of the boundary layer, by means of a spark and / or by a catalyst attached to or forming the outside of the missile. On or driven surfaces, at the free ends form vertebrae are not provided on the known missile.

Aus der WO 2005/039931 A2 ist es bekannt, den Widerstand eines umströmten Flügels zu erhöhen oder abzusenken, indem energiereiche Strahlung in die Umströmung des Flügels emittiert wird. Alternativ kann heiße oder kalte Luft als Energiequelle genutzt werden. Mit Wirbeln an einer Flügelspitze dieses Wirbels beschäftigt sich die WO 2005/039931 A2 nicht.From the WO 2005/039931 A2 It is known to increase or decrease the resistance of a wing flowed around by high-energy radiation is emitted into the flow around the wing. Alternatively, hot or cold air can be used as an energy source. It deals with whorls on a wing tip of this vortex WO 2005/039931 A2 Not.

Aus der US 5 813 625 A ist ein aktives Ausblassystem zur Geräuschreduzierung an den Rotorblättern von Hubschraubern bekannt. Hier wird durch eine poröse Oberfläche im vorderen Bereich der Rotorblätter Luft eingesaugt und ausgeblasen.From the US 5,813,625 A is an active exhaust system for noise reduction on the rotor blades of helicopters known. Here, air is sucked in and blown out through a porous surface in the front area of the rotor blades.

Aus der US 3 841 587 A ist es bekannt, zum Platzenlassen von Flügelspitzenwirbeln in der jeweiligen Flügelspitze einen schnellen Gasstrom längs der Wirbelachse nach hinten in den Wirbel hinein auszustoßen. Dieser schnelle Gasstrom wird durch Aufheizen von Gas, um dessen Geschwindigkeit zu erhöhen, und anschließendes Expandieren des Gases erzeugt, bei dem sich das Gas wieder abkühlt.From the US 3,841,587 A It is known to expose a rapid gas flow along the vortex axis to the rear into the vortex for the purpose of letting wing tip vortexes in the respective wing tip. This rapid gas flow is generated by heating gas to increase its velocity, and then expanding the gas, at which the gas cools again.

Aus der US 6 668 638 B2 ist es bekannt, das Zerfallen der sich über den Flügelvorderkanten bei einem Deltaflügler ausbildenden Wirbel durch Ausblasen eines Fluidstrahls an definierter Position an der Oberfläche des Tragflügels zu beeinflussen.From the US Pat. No. 6,668,638 B2 It is known to influence the disintegration of the vortex forming above the wing leading edges in a delta flyer by blowing out a fluid jet at a defined position on the surface of the wing.

AUFGABE DER ERFINDUNGOBJECT OF THE INVENTION

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 und eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 11 aufzuzeigen, mit denen es möglich ist, Wirbel auch bei realen Fluggeschwindigkeiten an realen Flugzeugen mit hoher Reaktionsgeschwindigkeit platzen zu lassen.The invention has for its object to provide a method having the features of the preamble of independent claim 1 and a device having the features of the preamble of independent claim 11, with which it is possible to burst vortex even at real airspeed on real aircraft with high reaction speed allow.

LÖSUNGSOLUTION

Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 und einer Vorrichtung mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 11 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen des neuen Verfahrens sind in den abhängigen Patentansprüchen 2 bis 10 definiert. Die abhängigen Patentansprüche 12 bis 16 betreffen bevorzugte Ausführungsformen der neuen Vorrichtung.The object of the invention is achieved by a method having the features of independent claim 1 and a device having the features of independent claim 11. Preferred embodiments of the new method are defined in the dependent claims 2 to 10. The dependent claims 12 to 16 relate to preferred embodiments of the new device.

BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDESCRIPTION OF THE INVENTION

Bei dem neuen Verfahren wird die thermische Energie mittels eines gas-, staub- oder nebelförmigen Trägermaterials in die Strömung eingebracht, das in die Strömung injiziert wird. Das heißt, die Energie wird nicht in Form elektromagnetischer Felder durch Laser, Mikrowellen oder Plasmaaktuatoren sondern massegebunden in die Strömung eingebracht. Dabei geht es aber nicht nur um das Injizieren des Trägermaterials im Sinne eines Ausblasens in die Grenzschicht der Strömung, was als Maßnahme zur Grenzschichtbeeinflussung an überströmten Flächen grundsätzlich bekannt ist. Vielmehr dient das Trägermaterial dazu, thermische Energie in die Strömung jenseits der Grenzschicht einzutragen, indem eine exotherme Reaktion des Trägermaterials in diesem Teil der Strömung ausgelöst wird. Insbesondere kann das Trägermaterial in der Strömung verbrannt werden, wobei die Verbrennung mit Sauerstoff aus der Strömung erfolgen kann. In jedem Fall können mit dem Trägermaterial sehr schnell sehr große Mengen an thermischer Energie gezielt in die Strömung und damit in die Wirbel eingebracht werden, was mit hoher Reaktionsgeschwindigkeit zu einem Platzen des jeweiligen Wirbels führt.In the new method, the thermal energy is introduced by means of a gas-, dust- or fog-like carrier material into the flow, which is injected into the flow. That is, the energy is not introduced into the flow in the form of electromagnetic fields by lasers, microwaves or plasma actuators but in a mass-bound manner. However, this is not just about the injection of the carrier material in the sense of a blow-out in the boundary layer of the flow, which is basically known as a measure for influencing the boundary layer at overflow areas. Rather, the carrier material serves to enter thermal energy in the flow beyond the boundary layer by a exothermic reaction of the carrier material is triggered in this part of the flow. In particular, the carrier material can be burned in the flow, wherein the combustion can take place with oxygen from the flow. In any case, very large amounts of thermal energy can be introduced into the flow and thus into the vortex very quickly with the support material, which leads to a bursting of the respective vortex with a high reaction speed.

Um die thermische Energie durch die exotherme Reaktion des Trägermaterials in der Strömung freizusetzen, kann diese exotherme Reaktion im Sinne einer provozierten Selbstzündung allein durch Erzeugen eines reaktionsfähigen Gemisches bei einem zu seiner Entzündung geeigneten Druck in der Strömung gezündet werden. Bevorzugt ist es jedoch, wenn die exotherme Reaktion gezielt durch lokale Überhitzung ausgelöst wird. Diese lokale Überhitzung kann durch eine Zündkerze oder anderweitige elektrische Entladung oder auch durch fokussierte elektromagnetische Strahlung hervorgerufen werden. Dabei kann die lokale Überhitzung des Trägermaterials direkt am Ort seiner Injektion erfolgen oder aber auch stromab des Orts seines Injizierens, um an eben diesem stromab liegenden Ort die thermische Energie aus dem Trägermaterial freizusetzen.In order to release the thermal energy by the exothermic reaction of the carrier material in the flow, this exothermic reaction in the sense of a provoked self-ignition can be ignited solely by generating a reactive mixture at a pressure suitable for its ignition in the flow. However, it is preferred if the exothermic reaction is triggered specifically by local overheating. This local overheating can be caused by a spark plug or other electrical discharge or by focused electromagnetic radiation. In this case, the local overheating of the carrier material can take place directly at the location of its injection or else downstream of the location of its injection in order to release the thermal energy from the carrier material at precisely this downstream location.

Erfindungsgemäß wird das Trägermaterial bei dem neuen Verfahren im Bereich der Wirbelachse des jeweiligen Wirbels injiziert. Hierzu kann das Trägermaterial an der Spitze des jeweiligen Wirbels, d. h. im Bereich einer Ablöselinie der Strömung von der Auf- oder Abtriebsfläche injiziert werden. Denkbar ist auch ein Injizieren des Trägermaterials an einem Ort stromab der Flügelvorderkante, z. B. von der Flügeloberseite aus senkrecht von der Flügeloberfläche weg.According to the invention, the carrier material is injected in the new method in the region of the vertebral axis of the respective vertebra. For this purpose, the carrier material at the tip of the respective vortex, d. H. be injected in the region of a separation line of the flow from the driving or driven surface. It is also conceivable injecting the carrier material at a location downstream of the leading edge of the wing, z. B. from the wing top from perpendicular to the wing surface away.

Wenn das Trägermaterial bei einem Deltaflügler, wobei dieser Begriff hier so weit auszulegen ist, dass er auch Lambdaflügler abdeckt, einseitig injiziert und ggf. zu einer exothermen Reaktion gebracht wird, kann hiermit gezielt ein Rollmoment hervorgerufen werden, um ein Flugmanöver einzuleiten. Diese Möglichkeit wird mit dem neuen Verfahren ohne die Erhöhung der Radarsignatur des Deltaflüglers erzielt.If the carrier material in a delta flier, which term is to be interpreted here so far that it also covers lambda control, injected on one side and possibly brought to an exothermic reaction, hereby a targeted rolling moment can be caused to initiate a maneuver. This possibility is achieved with the new method without increasing the radar signature of the delta wing.

Für das gezielte Platzenlassen der Wirbel eines Hauptwirbelpaars hinter einem Verkehrsflugzeug kann das Trägermaterial in der Nähe der Flügelspitzen und/oder der Flügelhinterkante in die Strömung eingebracht werden. Es versteht sich, dass das Einbringen des Trägermaterials auch dann, wenn eine kontinuierliche Wirkung erzielt werden soll, gepulst erfolgen kann, solange sich der Wirbel zwischen den einzelnen Pulsen des Injizierens des Trägermaterials nicht wieder ausbildet. Ein gepulstes Einbringen des Trägermaterials kann beispielsweise Vorteile bei seiner gewünschten Verteilung oder seinem sparsamen Gebrauch bieten oder auch auf periodische oder intermittierende Vorgänge in der Strömung abgestimmt sein.For the selective bursting of the vortex of a main vortex pair behind a commercial aircraft, the carrier material can be introduced in the vicinity of the wing tips and / or the wing trailing edge into the flow. It is understood that the introduction of the carrier material, even if a continuous effect is to be achieved, can be pulsed, as long as the vortex between the individual pulses of Injizierens the carrier material does not form again. Pulsed introduction of the carrier material may, for example, provide advantages in its desired distribution or economical use, or be tuned to periodic or intermittent flow events.

Bei dem Trägermaterial kann es sich insbesondere um ein Gas handeln, insbesondere wenn das Trägermaterial bereits beim Injizieren heiß ist. Das Trägermaterial kann aber auch aus einem Pulver eines Feststoffs (Staub) oder Tröpfchen einer Flüssigkeit (Nebel) in einer gasförmigen Trägersubstanz ausgebildet werden, wobei sich diese Beispiele sämtlich auf eine gasförmige Strömung beziehen. Im Falle einer Flüssigkeitsströmung kommen auch flüssige Trägermaterialien bzw. Suspensionen in einer Trägerflüssigkeit in Frage.The carrier material may in particular be a gas, in particular if the carrier material is already hot during the injection. However, the carrier material can also be formed from a powder of a solid (dust) or droplets of a liquid (mist) in a gaseous carrier substance, these examples all referring to a gaseous flow. In the case of a liquid flow, liquid carrier materials or suspensions in a carrier liquid are also suitable.

Bei der neuen Vorrichtung zum Platzenlassen von Wirbeln weisen Mittel zum Einbringen thermischer Energie in die Strömung mindestens eine Düse zum Injizieren des gas- oder nebelförmigen Trägermaterials in die Strömung auf. Dabei weisen die Mittel weiterhin eine Einrichtung zum Entzünden des Trägermaterials in der Strömung auf, wobei diese Einrichtung stromab der Düse angeordnet sein kann.In the new device for letting vortices comprise means for introducing thermal energy into the flow at least one nozzle for injecting the gas or mist-like carrier material into the flow. In this case, the means furthermore have a device for igniting the carrier material in the flow, wherein this device can be arranged downstream of the nozzle.

Typischerweise wird die Einrichtung eine lokale Überhitzung des Trägermaterials durch elektrische Entladung oder fokussierte elektromagnetische Strahlung hervorrufen und dadurch eine exotherme Reaktion des Trägermaterials auslösen.Typically, the device will cause local overheating of the substrate by electrical discharge or focused electromagnetic radiation, thereby causing an exothermic reaction of the substrate.

Die Düse zum Injizieren des Trägermaterials ist im Bereich der Wirbelachse eines Wirbels angeordnet und dazu beispielsweise im Bereich einer Ablöselinie der Strömung von der Auf- oder Abtriebsfläche platziert.The nozzle for injecting the carrier material is arranged in the region of the vortex axis of a vortex and, for example, placed in the region of a detachment line of the flow from the drive or driven surface.

Bei einem Deltaflügler mit der neuen Vorrichtung ist auf jeder Seite seines Deltaflügels mindestens eine Düse vorgesehen, über die die Flugzeugsteuerung das Trägermaterial ein- oder beidseitig in die Strömung über den Deltaflügel injiziert, um die mit den sich über dem Deltaflügel ausbildenden Wirbel verbundenen Rollmomente gezielt zu beeinflussen.In a delta flier with the new device, at least one nozzle is provided on each side of its delta wing, over which the aircraft controller injects the carrier material on one or both sides into the flow through the delta wing to selectively target the roll moments associated with the vertebrae forming the delta wing influence.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibungseinleitung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen. Weitere Merkmale sind den Zeichnungen – insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung – zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen.Advantageous developments of the invention will become apparent from the claims, the description and the drawings. The advantages of features and of combinations of several features mentioned in the introduction to the description are merely exemplary and can come into effect alternatively or cumulatively, without the advantages having to be achieved by embodiments according to the invention. Further features are the drawings - in particular the illustrated geometries and the relative dimensions of several components to each other and their relative arrangement and operative connection - refer. The combination of features of different Embodiments of the invention or features of different claims are also possible deviating from the chosen backings of the claims and is hereby suggested. This also applies to those features which are shown in separate drawings or are mentioned in their description. These features can also be combined with features of different claims. Likewise, in the claims listed features for further embodiments of the invention can be omitted.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGURENBRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert und beschrieben.In the following the invention will be explained and described in more detail by means of embodiments with reference to the accompanying drawings.

1 zeigt eine Ansicht von oben auf einen Deltaflügler mit schematischer Darstellung der sich über seiner Oberseite ausbildenden Wirbel und deren Platzens. 1 shows a view from above of a delta flyer with a schematic representation of the forming over its top vortex and their bursting.

2 skizziert die Anordnung von Düsen für ein Trägermaterial zum Einbringen thermischer Energie in die Wirbel bei dem Deltaflügler gemäß 1 2 outlines the arrangement of nozzles for a carrier material for introducing thermal energy into the vortices in the delta flyer according to 1

3 skizziert weitere Orte für derartige Düsen und Einrichtungen zum Zünden einer Verbrennung eines brennbaren Trägermaterials bei dem Deltaflügler gemäß 1. 3 outlines further locations for such nozzles and devices for igniting combustion of a combustible carrier material in the delta flyer according to FIG 1 ,

4 skizziert einen Schnitt durch eine Düse in der Flügelvorderkante des Deltaflüglers gemäß den 1 bis 3 in einer ersten Ausführungsform. 4 outlines a section through a nozzle in the wing leading edge of the delta wing according to the 1 to 3 in a first embodiment.

5 skizziert einen Schnitt durch eine Düse in der Flügelvorderkante des Deltaflüglers gemäß den 1 bis 3 in einer zweiten Ausführungsform mit stromab der Düse angeordneter Einrichtung zum Entzünden des brennbaren Trägermaterials. 5 outlines a section through a nozzle in the wing leading edge of the delta wing according to the 1 to 3 in a second embodiment, with means arranged downstream of the nozzle for igniting the combustible carrier material.

FIGURENBESCHREIBUNGDESCRIPTION OF THE FIGURES

In 1 ist ein Deltaflügler 1 in einer Ansicht von oben schematisch wiedergegeben. Der Deltaflügel 2 des Deltaflüglers 1 weist zwei unter einem spitzen Winkel zueinander verlaufende Flügelvorderkanten 3 und eine Flügelhinterkante 4 auf, wobei die Flügelhinterkante nicht wie in 1 gezeigt gradlinig verlaufen muss. Nahe der Nase 5 des Deltaflügels 2 beginnen Ablöselinien 6, die sich entlang der Flügelvorderkanten 3 erstrecken. An den Ablöselinien 6 löst die Strömung um den Deltaflügel 2 ab und beginnt sich über der Oberseite 8 des Deltaflügels 2 zu Wirbeln 7 aufzurollen. Diese Wirbel über der Oberseite 8 des Deltaflügels 2 sind hier nur durch ihre Wirbelachsen wiedergegeben. Die Wirbel 7 können noch über dem Deltaflügel 2 platzen. Die Vergrößerte Ausdehnung des Geplatzten Wirbels 10 ist in 1 angedeutet. Durch das Platzen der Wirbel 7 geht ein von ihnen bereitgestellter Beitrag zum Auftrieb des Deltaflügels 2 verloren. Entsprechend resultiert, wenn das Wirbelplatzen nicht symmetrisch zu der Symmetrieebene 11 des Deltaflüglers 1 erfolgt, ein Rollmoment um die Längsachse des Deltaflüglers 1.In 1 is a delta flier 1 shown schematically in a view from above. The delta wing 2 of the delta flier 1 has two wing leading edges at an acute angle to each other 3 and a wing trailing edge 4 on, with the wing trailing edge not as in 1 shown must be straight. Near the nose 5 of the delta wing 2 begin detachment lines 6 extending along the wing leading edges 3 extend. At the detachment lines 6 releases the flow around the delta wing 2 and starts over the top 8th of the delta wing 2 to twirl 7 roll up. These vertebrae over the top 8th of the delta wing 2 are reproduced here only by their vortex axes. The vortex 7 can still over the delta wing 2 burst. The enlarged extent of the ruptured vertebra 10 is in 1 indicated. By the bursting of the vortex 7 goes one of them provided contribution to the buoyancy of the delta wing 2 lost. Accordingly, if the vortex burst does not occur symmetrically to the plane of symmetry 11 of the delta flier 1 takes place, a roll moment about the longitudinal axis of the delta flipper 1 ,

Um dieses Rollmoment entweder gezielt zu verhindern oder aber gezielt hervorzurufen, wird gemäß der vorliegenden Erfindung ein Trägermaterial für thermische Energien in die Strömung, die den Deltaflügel 2 überströmt, injiziert. Dazu sind am Beginn der Ablöselinien 6 gemäß 1 in der Nähe der Nase 5 des in 2 dargestellten Deltaflügels 2 Düsen 12 vorgesehen, über die dieses Trägermaterial so injiziert werden kann, dass es sich längs der Wirbelachsen 9 über der Oberfläche 8 des Deltaflügels 2 verteilt.In order to prevent this rolling moment either targeted or deliberately evoke, according to the present invention, a carrier material for thermal energy in the flow, the delta wing 2 overflowed, injected. These are at the beginning of the detachment lines 6 according to 1 near the nose 5 of in 2 illustrated delta wing 2 jet 12 provided over which this carrier material can be injected so that it is along the vertebral axes 9 above the surface 8th of the delta wing 2 distributed.

3 skizziert weitere Orte für derartige Düsen 12 an den Flügelvorderkanten 3 und an der Nase 5 des Deltaflügels 2 sowie an dessen Oberseite 8 unterhalb der Wirbelachsen 9. Außerdem sind hier unterhalb der Wirbelachsen 9 Orte für Einrichtungen 13 skizziert, mit denen ein stromauf dieser Orte in die Strömung injiziertes brennbares Trägermaterial entzündet werden kann, um die thermische Energie wie gewünscht in die Strömung einzutragen und damit ein gezieltes Platzenlassen des Wirbels auf der jeweiligen Seite der Symmetrieebene 11 auszulösen. 3 outlines more places for such nozzles 12 at the wing leading edges 3 and on the nose 5 of the delta wing 2 as well as on its upper side 8th below the vertebral axes 9 , Also, here are below the vertebral axes 9 Places for facilities 13 sketched, with which an upstream of these locations injected into the flow combustible carrier material can be ignited to enter the thermal energy as desired in the flow and thus a targeted bursting of the vortex on the respective side of the plane of symmetry 11 trigger.

4 skizziert eine mögliche Ausführung einer Düse 12 in der Flügelvorderkante 3 des Deltaflügels 2 gemäß den 1 bis 3. Hier wird über eine Zuführleitung 14 das Trägermaterial 17 der Düse 12 zugeführt, durch die Düse 12 in die Strömung 15 um den Deltaflügel 2 injiziert und darin mit der Einrichtung 13 in Form einer Zündkerze 16 entzündet. 4 outlines a possible design of a nozzle 12 in the wing leading edge 3 of the delta wing 2 according to the 1 to 3 , Here is about a supply line 14 the carrier material 17 the nozzle 12 fed through the nozzle 12 into the flow 15 around the delta wing 2 injected and in it with the device 13 in the form of a spark plug 16 inflamed.

5 skizziert das getrennte Injizieren des Trägermaterials 17 durch eine Düse 12 in die Strömung 15 einerseits und Entzünden des Trägermaterials 17 mit einer Einrichtung 13 stromab der Düse 12 andererseits. Hier zündet die Einrichtung 13 das brennbare Trägermaterial 17 mit einem fokussierten Laserstrahl 18 oberhalb der Oberfläche 8 des Deltaflügels 2. 5 outlines the separate injection of the carrier material 17 through a nozzle 12 into the flow 15 on the one hand and igniting the carrier material 17 with a device 13 downstream of the nozzle 12 on the other hand. Here ignites the device 13 the combustible carrier material 17 with a focused laser beam 18 above the surface 8th of the delta wing 2 ,

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: Deltaflüglertires tended
22: DeltaflügelDelta wing
33: FlügelvorderkanteLeading edge
44: FlügelhinterkanteTrailing edge
55: Nasenose
66: Ablöselinieseparation line
77: Wirbelwhirl
88th: Oberseitetop
99: Wirbelachsevortex axis
1010: Geplatzter WirbelBursting vortex
1111: Symmetrieebeneplane of symmetry
1212: Düsejet
1313: EinrichtungFacility
1414: Zuführleitungfeed
1515: Strömungflow
1616: Zündkerzespark plug
1717: Trägermaterialsupport material
1818: Laserstrahllaser beam

Claims

A method for the bursting of vortices, which form on overflowed driving or driven surfaces by rolling up detached flows, wherein thermal energy is introduced into the flow in such a way that it enters the region of the vortex, characterized in that the thermal energy by means of a gas , dust or fog-like carrier material ( 17 ) is introduced, which in the region of the vortex axis ( 9 ) the vortex ( 7 ) in the flow ( 15 ) and that an exothermic reaction of the support material ( 17 ) in the flow ( 15 ) is triggered.

Method according to claim 1, characterized in that the carrier material ( 17 ) is injected so that it is along the swirl axis ( 9 ) the vortex ( 7 ).

Method according to claim 1 or 2, characterized in that the carrier material ( 17 ) is burned.

Method according to claim 3, characterized in that the carrier material ( 17 ) with oxygen from the flow ( 15 ) is burned.

Method according to one of claims 1 to 4, characterized in that the exothermic reaction is triggered by local overheating.

A method according to claim 5, characterized in that the local overheating downstream of the location of Injizierens the carrier material ( 17 ) he follows.

A method according to claim 5 or 6, characterized in that the local overheating by electrical discharge or focused electromagnetic radiation ( 18 ) is caused.

Method according to one of claims 1 to 7, characterized in that the carrier material ( 17 ) in the area of a detachment line ( 6 ) of the flow ( 15 ) is injected from the driving or driven surface.

Method according to one of claims 1 to 8, characterized in that the carrier material ( 17 ) with a delta flyer ( 1 ) is injected unilaterally to initiate a maneuver.

Method according to one of claims 1 to 9, characterized in that the carrier material ( 17 ) is injected intermittently and / or excited to an exothermic reaction.

Device for bursting vortices, which form on overflowed driving or driven surfaces by rolling up detached flows, with means for introducing such thermal energy into the flow that it enters the area of the vortices, characterized in that the means at least one in the Area of the vortex axis ( 9 ) of a vortex ( 7 ) arranged nozzle ( 12 ) for injecting a gaseous, smoke or fog-like carrier material ( 17 ) for the thermal energy in the flow ( 15 ) and a facility ( 13 ) for igniting the carrier material ( 17 ) in the flow ( 15 ) exhibit.

Device according to claim 11, characterized in that the device ( 13 ) downstream of the nozzle ( 12 ) is arranged.

Device according to claim 11 or 12, characterized in that the device ( 13 ) a local overheating by electrical discharge or focused electromagnetic radiation ( 18 ).

Device according to one of claims 11 to 13, characterized in that the nozzle ( 12 ) in the area of a detachment line ( 6 ) of the flow ( 15 ) is arranged from the support or driven surface.

Device according to one of claims 11 to 14, characterized in that in a delta flyer ( 1 ) on each side of its delta wing ( 2 ) at least one nozzle ( 12 ) is provided.

Apparatus according to claim 15, characterized in that an aircraft control of the delta wing ( 1 ) the carrier material ( 17 ) one or both sides in the flow ( 15 ) above the delta wing ( 2 ).