DE19909190C2 - Flugzeug mit mindestens einem Wirbelgenerator je Tragflügel zum Reduzieren der Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.

Insbesondere befaßt sich die Erfindung mit dem Reduzieren der Wirbelstärke der beiden Flügelhauptwirbel hinter einem im Landeanflug befindlichen Flugzeug. Die Erfindung ist aber auch im Reiseflug oder beim Start eines Flugzeugs anwendbar.

Die Flügelhauptwirbel entstehen bei einem im Flug befindlichen Flugzeug durch das Aufrollen der sich im Bereich der Flügel­ spitzen ablösenden Scherschicht. Besonders stark sind die Wirbelnachläufe beim Landeanflug. Gerade bei Großflugzeugen stellen die Flügelhauptwirbel wegen der von ihnen verursachten Wirbelnachläufe eine Gefahr für andere Luftverkehrsteilnehmer dar, da die Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel im wesentlichen proportional zu dem Gewicht des jeweiligen Flugzeugs ist. Besonders schwere Flugzeuge erzeugen somit besonders starke Flügelhauptwirbel. Die zur Einhaltung der Flugsicherheit notwendigen horizontalen Abstände zwischen landenden Flugzeugen wachsen daher mit dem Gewicht der vorausfliegenden Flugzeuge an und betragen bereits bei den derzeit gängigen Großflugzeugen wie der Boeing Typ B-747 einige Seemeilen. Diese großen horizontalen Sicherheitsabstände verhindern es, das Passagieraufkommen pro Flugbahn durch noch größere Flugzeuge deutlich zu erhöhen, weil die zulässige Landefrequenz solcher größeren Flugzeuge mit ihrem zunehmenden Gewicht weiter abnimmt.

Mit Maßnahmen zur Beeinflussung der Flügelhauptwirbel im Bereich der Flügelspitzen, d. h. dem Bereich ihrer Entstehung, ist es bislang nicht gelungen, die Wirbelstärken der Flügelhauptwirbel effektiv zu reduzieren.

Vernon J. Rossow: "Effect of Wing Fins on Lift-generated Wakes", J. Aireraft, Vol. 15, No. 3, März 1978, Seiten 160 bis 167 beschreibt die Beeinflussung der Flügelhauptwirbel durch an den Tragflügeln mit Abstand zu den Flügelspitzen künstlich erzeugte Zusatzwirbel in Form von Modellrechnungen und Modellversuchen mit Beobachtung der Wirbelschleppe in einem Bereich von bis zu 13,6 Spannweiten hinter einem Boeing 747-Modell. Die sowohl Wirbel mit derselben Drehrichtung wie bei den Flügelhaupt­ wirbeln, als auch Wirbel mit entgegengesetzter Drehrichtung betreffenden Berechnungen und Experimente resultieren in den Schluß, daß für ein reales Flugzeug Wirbelgeneratoren auf der Flügeloberseite bei etwa 50% der Halbspannweite vorgesehen werden sollten, die Wirbel mit derselben Drehrichtung wie die Flügelhauptwirbel erzeugen, und zwar nahe des Schwerpunkts der sich ablösenden Scherschicht sowie mit einer Wirbelstärke im Bereich von 20 bis 30% der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels. Hiermit wird zwar in einem Nahfeld hinter dem im Flug befind­ lichen Flugzeug mit einer Erstreckung der dort beobachteten 13,6 Spannweiten eine Reduktion der Rollmomente eines in den Wirbelnachlauf geratenen zweiten Flugzeuges erzielt, weil sich zwischen zwei gleichsinnigen Wirbeln, die noch nicht zu einem Wirbel verschmolzen sind, die Geschwindigkeitsfelder der beiden Wirbel voneinander subtrahieren. Nach dem Verschmelzen zu einem einzigen Wirbel ist die Wirbelstärke des letzteren jedoch als Summe der Stärken der beiden einzelnen Wirbel gegeben. Im Mittel- und Fernfeld der Wirbelschleppe läßt sich eine Herab­ minderung der Gefahren für andere Luftverkehrsteilnehmer mit den Empfehlungen von Rossow daher nicht erreichen. Mit den von Rossow vorgeschlagenen Maßnahmen wird vielmehr erreicht, daß die Wirbel im Mittel- und Fernfeld gegenüber dem Fall ohne zusätz­ liche Wirbelgeneratoren stärker sind und eine längere Lebens­ dauer aufweisen.

Die DE 31 27 257 A1 beschreibt ein Verfahren, das dem Titel der Druckschrift nach zur Verminderung des induzierten Widerstandes eines auftriebserzeugenden Tragflügels dienen soll, und eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens, bei der es sich um ein Flugzeug nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 handelt. Bei dem Flugzeug sind Zusatzkörper an den Tragflügeln ange­ ordnet, die künstliche Wirbel erzugen, deren Drehsinn demjenigen des in gleicher Spannweitenlage befindlichen freien Wirbels entgegengerichtet ist, wobei ihre Wirbelstärke mindestens in etwa gleich derjenigen des freien Wirbels ist. Die Zusatzkörper sind als Strömungsapparate mit Luftdurchsatz ausgebildet, die in ihrem Inneren jeweils ein drallerzeugendes Luftleitsystem aufweisen. Allein aufgrund der großen von der Luftströmung benetzten Oberfläche der Strömungsapparate ist nicht mit einer Reduktion des gesamten Strömungswiderstands des Flugzeugs zu rechnen. Insbesondere, wenn die Strömungsapparate so ausgelegt werden, daß sie die Wirbelstärken der freien Wirbel beispiels­ weise im Landeanflug vollständig kompensieren können, ergibt sich vielmehr eine erhebliche Erhöhung des Strömungswiderstands auch im Reiseflug.

Es ist die Aufgabe der Erfindung, die Flügelhaupt­ wirbel bei landenden Flugzeugen so zu beeinflussen, daß ohne Sicherheitsrisiko der horizontale Abstand eines nachfolgenden Flugzeugs kleiner als bisher gewählt werden kann bzw. bei kommenden Großflugzeugen nicht größer als bisher gewählt werden muß, ohne daß die hierfür ergriffenen Maßnahmen den Strömungs­ widerstand des Flugzeugs im Reiseflug stark erhöhen.

Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Vorteilhafte Ausführungsformen dieses Flugzeugs sind in den Unteransprüchen 2 bis 7 beschrieben.

Hinter der Erfindung steht ein Konzept mit den Schritten:

• - Generieren mindestens eines Störwirbels an einem Ort zwischen der Flügelspitze und dem Rumpf des Flugzeugs, der eine der ersten Drehrichtung des Flügelhauptwirbels entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist,
• - Altern des Flügelhauptwirbels über eine Laufstrecke von mindestens 20 Spannweiten hinter dem im Flug befindlichen Flugzeug,
• - Annähern des mindestens einen Störwirbels an den gealterten Flügelhauptwirbel,
• - Anregen von Instabilitäten des gealterten Flügelhaupt­ wirbels durch den Störwirbel, und
• - Zerplatzenlassen des Flügelhauptwirbels.

Bei diesem Konzept wird ein Störwirbel mit einer der Dreh­ richtung des Flügelhauptwirbels entgegengesetzten Drehrichtung erzeugt. Nur mit einem solchen gegenläufigen Störwirbel ist es grundsätzlich möglich, die Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels zu reduzieren bzw. sein Zerplatzen zu erzwingen. Dabei versucht die Erfindung nicht, den Flügelhauptwirbel zum Zeitpunkt seines Entstehens oder kurz danach zu beeinflussen, wie dies bei allen bekannten Maßnahmen im Bereich der jeweiligen Flügelspitze der Fall ist. Zum Zeitpunkt seines Entstehens, und in dem unmittel­ bar anschließenden Zeitraum ist der Flügelhauptwirbel zu stark und zu stabil, als daß er durch Störwirbel aus dem Bereich der Flügelspitze, die nicht von gleicher Größenordnung wie der Flügelhauptwirbel sind, destabilisiert werden könnte. Die Destabilisierung gelingt jedoch, wenn zunächst eine Alterung des Flügelhauptwirbels abgewartet wird, wie sie nach gut 20 Spann­ weiten hinter dem im Flug befindlichen Flugzeug eingetreten ist. Durch das Annähern des gegenläufigen Störwirbels an den bereits gealterten Flügelhauptwirbel infolge der Senkenwirkung der Axialgeschwindigkeit im Zentrum des Flügelhauptwirbels wird der gealterte Flügelhauptwirbel destabilisiert. Der Kern des Flügelhauptwirbels beginnt zu taumeln, bis der Flügelhauptwirbel im Mittelfeld hinter dem Flugzeug zerplatzt.

Die nach dem Zerplatzen des Flügelhauptwirbels im Fernfeld hin­ ter dem Flugzeug übrig bleibende Wirbelschleppe stellt aufgrund ihrer geringen Wirbelstärke keine Gefahr mehr für die übrigen Luftverkehrsteilnehmer dar. Mit anderen Worten, die Erfindung greift im Mittelfeld hinter dem landenden Flugzeug den Flügel­ hauptwirbel an und destabilisiert ihn, um ihn zu zerstören. So werden unerwünschte Auswirkungen des Flügelhauptwirbels im Fernfeld insbesondere hinter landenden Flugzeugen effektiv verhindert. Der notwendige Sicherheitsabstand hinter landenden Flugzeugen kann so gegenüber dem heutigen Stand verkürzt werden bzw. für zukünftige Großflugzeuge auf dem bisherigen Niveau belassen werden, wenn die Erfindung zur Anwendung kommt. An dem Leitwerk eines Flugzeugs werden im Landeanflug zwar auch Wirbel erzeugt, deren Drehrichtung der Drehrichtung des Flügelhaupt­ wirbels auf der jeweiligen Seite entgegengesetzt ist, diese Wirbel wechselwirken in dem interessierenden Bereich von bis zu 100 Spannweiten hinter dem Flugzeug aber nicht mit den Flügel­ hauptwirbeln mit dem Ergebnis deren Zerstörung.

Der bei dem neuen Flugzeug mit dem mindestens einen Wirbel­ generator erzeugte Störwirbel weist eine Wirbelstärke von 8 bis 30% der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels auf. Wenn ein einziger Störwirbel je Flügelhauptwirbel erzeugt wird, ist ein Bereich der Wirbelstärke des Störwirbels von 10 bis 20 der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels besonders bevorzugt. Wenn mehrere Störwirbel zunächst getrennt voneinander erzeugt werden, die dann nacheinander oder nach ihrer vorherigen Vereinigung den Flügelhauptwirbel instabilisieren, kann ihre jeweilige Wirbel­ stärke auch kleiner als 8% der Wirbelstärke des Flügelhaupt­ wirbels sein, wenn die Summe ihrer Wirbelstärken mindestens 8% derjenigen des Flügelhauptwirbels beträgt.

Eine spezielle Ausführungsform des neuen Flugzeugs nutzt die Tatsache aus, daß beispielsweise im Landeanflug an jedem Trag­ flügel nicht nur der Flügelhauptwirbel, sondern an den Kanten der ausgefahrenen Landeklappen auch eine Vielzahl kleinerer Wirbel mit einer Stärke von 8% bis 30% derjenigen des Flügel­ hauptwirbels entsteht. Darunter sind auch solche, die die für den erfindungsgemäßen Störwirbel wesentliche Drehrichtung auf­ weisen, die derjenigen des Flügelhauptwirbels entgegengesetzt ist. Die kleineren Wirbel treten jedoch in der Regel als Wirbel­ paare mit zueinander entgegengesetzt drehenden Wirbeln auf. So ist die destabilisierende Wirkung des potentiellen Störwirbels auf den Flügelhauptwirbel blockiert, weil der Störwirbel, bevor er an den Flügelhauptwirbel angenähert werden kann, mit dem zu ihm gegenläufigen Wirbel des Wirbelpaars vermischt und derart ausgelöscht wird. Die blockierende Wirkung des zu dem poten­ tiellen Störwirbel gegenläufigen Wirbels eines Wirbelpaars läßt sich jedoch beseitigen, indem man diesen Wirbel, der gleich­ sinnig mit dem Flügelhauptwirbel dreht, zum Platzen bringt, bevor er den potentiellen Störwirbel auslöschen kann. Dies kann durch Generieren eines Unterstörwirbel erreicht werden, der dieselbe Drehrichtung wie der potentielle Störwirbel aufweist und seinerseits nur etwa 20% der Wirbelstärke des zu dem Flügelhauptwirbel gleichsinnig drehenden Wirbels des Wirbel­ paars, d. h. nur etwa 4% derjenigen des Flügelhauptwirbels zu haben braucht. Für das Freisetzen des potentiellen Störwirbels des Wirbelpaars muß so nur ein Unterstörwirbel geringer Wirbelstärke künstlich generiert werden, um die Blockade durch den mit dem Flügelhauptwirbel gleichsinnig drehenden Wirbel des Wirbelpaars aufzuheben. Zusammenfassend weist diese Vorgehens­ weise beim Generieren des Störwirbels die folgenden Teilschritte auf:

• - Analysieren einer Wirbelschleppe hinter dem im Flug befindlichen Flugzeug im Hinblick auf Wirbelpaare, die aus zwei Wirbeln etwa gleicher Wirbelstärke, aber entgegengesetzter Drehrichtung bestehen,
• - Auswählen eines Wirbelpaars, das einen Wirbel mit der der ersten Drehrichtung des Flügelhauptwirbels entgegengesetzten zweiten Drehrichtung, der als Störwirbel geeignet ist, und einen Wirbel mit der ersten Drehrichtung des Flügelhauptwirbels aufweist, und
• - Generieren eines Unterstörwirbels mit der der ersten Drehrichtung des Flügelhauptwirbels entgegengesetzten zweiten Drehrichtung, der den Wirbel des Wirbelpaars mit der ersten Drehrichtung des Flügelhauptwirbels zum Platzen bringt, bevor er den als Störwirbel geeigneten Wirbel des Wirbelpaars erreicht.

Möglicherweise geeignete Wirbelpaare werden beispielsweise in einer Lücke hinter einem Triebwerk an benachbarten Kanten von Landeklappen, aber auch von Spoilern erzeugt.

Damit der Störwirbel erst den gealterten Flügelhauptwirbel erreicht, ist der Ort des Generierens des Störwirbels geeignet festzulegen. Anhaltspunkt hierfür ist ein Abstand von höchstens 40% und mindestens 10% der Spannweite bis zu der jeweiligen Flügelspitze. Besonders geeignet ist dabei ein Bereich des Orts des Generierens des Störwirbels, der einen Minimalabstand von 25 % der Spannweite zu der jeweiligen Flügelspitze einhält. Der optimale Ort für das Generieren des Störwirbels hängt davon ab, wie schnell der Flügelhauptwirbel hinter dem Flugzeug altert. Dies hängt wiederum davon ab, wie groß der Durchmesser des Wirbelkerns ist. Der Durchmesser des Wirbelkerns des Flügel­ hauptwirbels ist durch Maßnahmen im Bereich der Flügelspitze, wie beispielsweise das Anordnen von Turbulenzgeneratoren beeinflußbar.

Wenn der Störwirbel erst nach einer Laufstrecke von 25 bis 45 Spannweiten an den bis dahin gealterten Flügelhauptwirbel ange­ nähert wird, ist die Alterung des Flügelhauptwirbels in aller Regel bereits soweit fortgeschritten, daß seine Instabilität rasch angeregt werden und zu seinem Platzen führen können. Das heißt, der Flügelhauptwirbel ist in einem Abstand von deutlich unter 100 Spannweiten hinter dem landenden Flugzeug im wesentli­ chen zerstört. Die von dem Störwirbel angeregten Instabilitäten bestehen vornehmlich darin, daß der Wirbelkern des Flügelhaupt­ wirbels unter Einwirkung des gegenläufigen Störwirbels nicht mehr kreisförmig bleiben kann und über seinen Umfang unter­ schiedliche Druckkräfte an ihm zerren. Diese Instabilitäten treten jedoch nur dann auf, wenn der Wirbelkern des Flügelhaupt­ wirbels bereits ausreichend groß ist. Diese ausreichende Größe wird erst durch die Alterung des Wirbels erreicht. Der Alte­ rungsprozeß wiederum kann dadurch beschleunigt werden, daß man beispielsweise in dem Bereich der Flügelspitze Turbulenzen erzeugt. Diese Maßnahme allein führt jedoch nicht zum Erfolg, wenn im Mittel- oder Fernfeld mit keinem gegenläufigen Stör­ wirbel auf den Flügelhauptwirbel eingewirkt wird. Hingegen hängt der günstigste Ort des Generierens des Störwirbels von dem Alterungsprozeß des Flügelhauptwirbels ab. Dieser Ort ist also zusammen mit den Maßnahmen im Bereich der Flügelspitze zu opti­ mieren, damit das Zerplatzen des Flügelhauptwirbels schon binnen möglichst weniger Spannweiten hinter dem Flugzeug erreicht wird.

Der erfindungsgemäße Wirbelgenerator kann durch eine Finne an der Flügeloberseite ausgebildet werden, die beim Landeanflug in der Strömungsrichtung so angestellt ist, daß ihre Saugseite der Flügelspitze zugewandt ist. Im Reiseflug kann die Finne in Richtung der Strömungsrichtung ausgerichtet sein, so daß sich keine Saugseite ausbildet. Vorzugsweise ist sie dann aber in die Flügeloberfläche eingefahren, um den Strömungswiderstand des Flugzeugs zu reduzieren. Die Finne kann ihrerseits gekrümmt oder abgeknickt sein und eine gerade oder gekrümmte Vorderkante aufweisen.

Eine Finne zur Ausbildung des erfindungsgemäßen Wirbelgenerators kann auch an der Flügelunterseite vorgesehen sein. Dann muß sie beim Landeanflug in der Strömungsrichtung so angestellt sein, daß ihre Saugseite dem Rumpf zugewandt ist. Weiterhin sollte die Oberkante der Finne an der Flügelunterseite unterhalb von ausge­ fahrenen Landeklappen an dem Tragflügel angeordnet sein, damit der von der Finne erzeugte Störwirbel nicht bereits durch die beim Landeanflug ausgefahrenen Landeklappen in seiner Wirbel­ stärke reduziert wird. Eine Finne an der Flügelunterseite kann für den Landeanflug beispielsweise zusammen mit dem Fahrwerk des Flugzeugs ausgefahren werden.

Der erfindungsgemäße Wirbelgenerator kann auch als halber Gabelbaumwirbelgenerator ausgebildet sein. Ein vollständiger Gabelbaumwirbelgenerator erzeugt ein Wirbelpaar, d. h. zwei Wirbel mit gleicher Wirbelstärke aber entgegengesetzter Dreh­ richtung. Da im vorliegenden Fall aber nur der zu dem Flügel­ hauptwirbel gegenläufige Wirbel als Störwirbel erwünscht ist, wird nur ein Ast des Gabelbaums vorgesehen. Die Wirkung des fehlenden Asts auf den zu erzeugenden Wirbel wird durch eine in Strömungsrichtung verlaufende ebene Platte ersetzt, welche den vorhandenen Ast spiegelt. Ist dieser halbe Gabelbaumwirbel­ generator auf der Flügeloberseite angeordnet, so ist die Gabel der Flügelspitze und die ebene Platte dem Rumpf zugewandt. Ist der halbe Gabelbaumwirbelgenerator hingegen auf der Flügel­ unterseite angeordnet, so ist die Gabel dem Rumpf und die ebene Platte der Flügelspitze zugewandt. Der große Vorteil dieses Wirbelgenerators besteht darin, daß die Achse des erzeugten Wirbels einen deutlichen Abstand zu dem Wirbelgenerator aufweist. Damit ist es insbesondere für die Flügelunterseite möglich, den Wirbelgenerator klein zu gestalten und dennoch einen Wirbel zu erzeugen, dessen Wirbelachse weit genug unter­ halb der ausgefahrenen Landeklappen verläuft. Der konstruktive Aufwand für diesen Wirbelgenerator kann weiterhin reduziert werden, indem man die Landeklappen als Teil des Generators, eine Verkleidung des Klappenantriebs als ebene Platte und/oder Klappen eines Hauptfahrwerks als halbe Gabel ausbildet.

Der zum Flügelhauptwirbel gegenläufige Störwirbel kann auch durch einen Spoiler erzeugt werden. Dabei muß jedoch verhindert werden, daß auch zum Flügelhauptwirbel gleichsinnige Wirbel erzeugt werden. Das Entstehen von Wirbeln mit derselben Dreh­ richtung wie der Flügelhauptwirbel kann dadurch verhindert werden, daß man einen Spoiler nach innen bündig mit dem Rumpf ausbildet, so daß nur noch der gegenläufige Wirbel an dem der Flügelspitze zugewandten freien Ende des Spoilers entsteht. Ein oder mehrere geeignete Spoiler können aber auch sägezahnförmig aus der Flügeloberfläche hochgeklappt werden, wobei ihre freien Enden zur Flügelspitze weisen.

Ein Wirbelgenerator zur Durchführung der Erfindung kann auch durch Klappen im Stahl des Beipasses mindestens eines Triebwerks an dem Tragflügel realisiert werden. Der Triebwerksstrahl erhält damit einen Drall, dessen Drehrichtung derjenigen des Flügel­ hauptwirbels entgegengesetzt ist. Der gegenläufige Drall des Triebwerksstrahls kann weiterhin dadurch erreicht werden, daß man einen Kompressor und/oder eine Turbine und/oder Leit­ schaufeln im Beipaß des Triebwerks entsprechend ausbildet. Diese Art der Wirbelgeneration bietet sich vor allem im Reiseflug an, einem Flugzustand, in dem alle übrigen Wirbelgeneratoren eingefahren sein sollten, damit beim Reiseflug der aerody­ namische Widerstand nicht erhöht wird.

Alle voranstehenden Realisationsmöglichkeiten für einen Wirbel­ generator zur Erzeugung des zum Flügelhauptwirbel gegenläufigen Störwirbels treffen auch auf einen Wirbelgenerator zur Erzeugung eines gegenläufigen Unterstörwirbels zu. Der gegenläufige Unter­ störwirbel bringt den gleichsinnig mit dem Flügelhauptwirbel drehenden Wirbel eines Wirbelpaares zum Platzen, so daß der zum Flügelhauptwirbel gegenläufig drehende Wirbel des Wirbelpaares den Flügelhauptwirbel zum Platzen bringen kann. Dieser Vorgang stellt einen umgekehrten Kaskadenzerfall dar. Bei einer üblichen Kaskade zerfällt ein großer Wirbel von selbst in immer kleiner werdende. Hier führt ein kleiner Unterstörwirbel letztendlich zur Zerstörung des großen Flügelhauptwirbels. Auch die nur im Zusammenhang mit dem ersten konkreten Ausführungsbeispiel der Finne an der Flügeloberseite gemachten Ausführungen zu der Verstellbarkeit oder Versenkbarkeit bzw. Neutralisierung der Finne für den Reiseflug treffen sinngemäß auf alle weiteren Ausführungsbeispiele zu, um im Reiseflug den Strömungswiderstand des Flugzeugs möglichst nicht zu erhöhen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert und beschrieben. Dabei zeigt

Fig. 1 ein Flugzeug im Landeanflug von hinten mit Darstellung des Flügelhauptwirbels und des erfindungsgemäßen Störwirbels an dem in Flugrichtung rechten Flügel,

Fig. 2 das Flugzeug mit den Wirbeln gemäß Fig. 1 von oben,

Fig. 3 die Wirbelschleppe hinter dem Flugzeug gemäß Fig. 1 von oben mit Wiedergabe des Nahfelds, des Mittelfelds und des Fernfelds hinter dem landenden Flugzeug,

Fig. 4 die Ansicht eines Flugzeugmodells von oben, bei dem innere Landeklappen eingefahren und äußere Lande­ klappen ausgefahren sind,

Fig. 5 eine Finne an der Flügeloberseite eines Tragflügels eines Flugzeugs in der Ansicht von oben,

Fig. 6 die Finne gemäß Fig. 5 von der Seite gesehen,

Fig. 7 eine andere Finne in der Ansicht von oben,

Fig. 8 die Finne gemäß Fig. 7 in einer Seitenansicht,

Fig. 9 eine erste Finne für die Anordnung an der Flügel­ unterseite eines Tragflügels in einer Seitenansicht,

Fig. 10 eine zweite Finne für die Anordnung an der Flügel­ unterseite eines Tragflügels in einer Seitenansicht,

Fig. 11 eine weitere Finne für die Anordnung an der Flügel­ unterseite eines Tragflügels in einer Seitenansicht,

Fig. 12 einen Ast eines Gabelbaumwirbelgenerators in einer Ansicht von oben,

Fig. 13 den halben Gabelbaumwirbelgenerator gemäß Fig. 12 in einer Seitenansicht,

Fig. 14 den halben Gabelbaumwirbelgenerator gemäß Fig. 12 und 13 in einer Rückansicht,

Fig. 15 eine Spoileranordnung an einem Tragflügel eines Flugzeugs,

Fig. 16 eine Klappe am Gondelstiel in einem Triebwerk an einem Tragflügel eines Flugzeugs und

Fig. 17 die erfindungsgemäße Ausbildung eines Wirbelpaars mit dem Störwirbel für den Flügelhauptwirbel und mit einem anderen Wirbel sowie eines Unterstörwirbels zu dem anderen Wirbel des Wirbelpaars an dem Tragflügel eines Flugzeugs.

Das in Fig. 1 dargestellte Flugzeug 1 weist einen Rumpf 2 auf, an dem in symmetrischer Anordnung zu einer vertikal durch eine Flugzeugachse 3 verlaufende Symmetrieebene 11 zwei Tragflügel 4 gelagert sind. An jedem Tragflügel ist bei dem Flugzeug 1 gemäß Fig. 1 ein Triebwerk 5 gelagert. Das in dem dargestellten Lan­ deanflug des Flugzeugs 1 ausgefahrene Fahrwerk 6 ist teilweise an dem Rumpf 2 und teilweise an den Tragflügeln 4 gelagert. Weiterhin weist das Flugzeug im hinteren Teil des Rumpfs ein Höhenleitwerk 7 und ein Seitenleitwerk 8 auf. Mit ihren Flügel­ spitzen 9 definieren die Tragflügel 9 eine Spannweite 10 des Flugzeugs 1. Die Spannweite 10 ist symmetrisch zu der Symmetrie­ ebene 11 in zwei Halbspannweiten aufgeteilt. Beim Landeanflug, der durch eine ausgeprägte Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges 1 gekennzeichnet ist, bilden sich durch den Druckunterschied zwischen dem Überdruck an der Flügelunterseite 12 und dem Unterdruck an der Flügeloberseite 13 an den Flügelspitzen 9 bekanntermaßen starke Flügelhauptwirbel 14 aus. Die Flügelhaupt­ wirbel 14 besitzen insbesondere bei schweren Flugzeugen eine solche Wirbelstärke, daß die resultierenden Turbulenzen für nachfolgende Flugverkehrsteilnehmer eine ernsthafte Gefahr darstellen, wenn nicht ein relativ großer Sicherheitsabstand hinter dem landenden Flugzeug 1 eingehalten wird. Die Wirbel­ stärke der Flügelhauptwirbel 14, mit der hier insbesondere auf die Zirkulation der Flügelhauptwirbel 14 Bezug genommen wird, wächst mit dem Gewicht des jeweiligen Flugzeugs 1 proportional an. Das heißt, bei besonders schweren Flugzeugen ist die Wirbel­ stärke besonders groß. Dies bedeutet wiederum, daß insbesondere die in Planung befindlichen Großflugzeuge, wie beispielsweise der Airbus A-3XX, tendenziell besonders starke Flügelhauptwirbel ausbilden werden, die besonders große Sicherheitsabstände hinter dem landenden Flugzeug 1 erfordern. Dies bedeutet wiederum, daß die Landefrequenz beim Einsatz solcher Großraumflugzeuge herab­ gesetzt werden muß, so daß letztlich das Passagieraufkommen nicht in dem mit der Erhöhung der Sitzplätze erwarteten Maß gesteigert werden kann. Um die Wirbelstärke der Flügelhaupt­ wirbel 14 so zu beeinflussen, daß der Sicherheitsabstand auch hinter sehr schweren Flugzeugen nicht bis auf extreme Werte erhöht werden muß, werden bei dem Flugzeug 1 an dem rechten und linken Tragflügel mindestens je ein Störwirbel 15 generiert. Gegenüber einer Drehrichtung 16 der Flügelhauptwirbel 14 weisen die Störwirbel 15 eine entgegengesetzte Drehrichtung 17 auf. Dargestellt sind in Fig. 1 der Flügelhauptwirbel 14 und der Störwirbel 15 nur an dem in Flugrichtung rechten Tragflügel 4.

An dem linken Tragflügel 4 sind diese Wirbel in spiegelsymmetri­ scher Ausbildung zu der Symmetrieebene 11 vorhanden. Der Ort des Entstehens der Störwirbel 15 weist zu der Symmetrieebene 11 des Flugzeugs 1 einen Abstand 18 auf, der größer als 20% aber kleiner als 80% der Halbspannweite ist.

Fig. 2 zeigt das im Zusammenhang mit Fig. 1 beschriebene Wirbelfeld beim Landeanflug des Flugzeugs 1 in einer Ansicht von oben.

Fig. 3 gibt neben den bereits in Fig. 2 dargestellten Nahfeld 19 hinter dem im Landeanflug befindlichen Flugzeug 1 auch das Mittelfeld 20 und das Fernfeld 21 wieder. Das Nahfeld 19 reicht nach allgemeiner Definition bis zu einem Abstand von etwa 10 Spannweiten hinter dem landenden Flugzeug 1. Das Mittelfeld 20 reicht von etwa 10 bis 50 Spannweiten hinter dem landenden Flugzeug 1. Danach beginnt nach allgemeiner Definition das Fernfeld 21. Die Bereiche hinter den beiden Tragflügeln 4 werden durch die Symmetrieebene 11 des Flugzeugs 1 in zwei sich weit­ gehend unabhängig entwickelnde Teilwirbelfelder getrennt. Die folgenden Ausführungen beschränken sich daher auf das Wirbelfeld hinter dem in Flugrichtung rechten Tragflügel 4. Für das in Flugrichtung von hinten betrachtete Wirbelfeld des rechten Tragflügels gilt, daß die Drehrichtung 16 des Flügelhauptwirbels 14 entgegen dem Uhrzeigersinn verläuft und die Drehrichtung 16 damit im mathematischen Sinne positiv ist. Die Drehrichtung 17 des an dem rechten Tragflügel 4 erzeugte gegenläufigen Stör­ wirbel 15 verläuft demgegenüber im Uhrzeigersinn, d. h. die Drehrichtung 17 ist im mathematischen Sinne negativ. Für den linken, hier nicht dargestellten Flügel gelten die umgekehrten Vorzeichen. Im Nahfeld altert der Flügelhauptwirbel 14, ohne daß er bereits mit dem Störwirbel 15 wechselwirkt. Im Mittelfeld wird der Störwirbel 15 im Abstand ab 20 Spannweiten hinter dem Flugzeug 1 soweit an den gealterten Flügelhauptwirbel 14 angenähert, daß eine merkliche Wechselwirkung auftritt. Hier reicht die deutlich geringere Wirbelstärke des Störwirbels 15, die bei nur etwa 15 bis 20% der Wirbelstärke des Flügelhaupt­ wirbels 14 liegt, aus, um den Flügelhauptwirbel 15 durch die Wechselwirkung zu instabilisieren, so daß er zu taumeln beginnt und noch binnen weniger als 50 Spannweiten vor dem Fernfeld 21 zerplatzt. Der zerplatzte Flügelhauptwirbel 15 verliert sehr schnell an Stärke, so daß in Abständen von mehr als 50 Spannweiten keine Gefährdung mehr für nachfolgende Luftver­ kehrsteilnehmer durch den Wirbelnachlauf gegeben ist.

Fig. 4 gibt ein Modell eines Flugzeugs 1 in einer Ansicht von oben wieder, an dem das Wechselwirken der Störwirbel 15 mit den Flügelhauptwirbeln 14 in der voranstehend beschriebenen Art und Weise konkret beobachtet wurde. Dabei wurden die Störwirbel 15 durch ausgefahrene äußere Landeklappen 22 erzeugt, während die inneren Landeklappen 21 eingefahren waren. Genauer gesagt wurden die Störwirbel 15 an den Innenkanten 24 der äußeren Landeklappen 22 erzeugt. Bei gleichzeitig ausgefahrenen inneren Landeklappen, wie dies dem Regelfall entspricht, würden nahe den Störwirbeln 15 diesen gegenläufige Wirbel an den äußeren Kanten der inneren Landeklappen erzeugt, die die Störwirbel 15 vor ihrem Vermischen mit den Flügelhauptwirbeln 14 bereits ausgelöscht hätten. Durch die ungewöhnlich Landeklappenkonstellation jedoch bestehen die Störwirbel 15 bis in das Mittelfeld hinter dem landenden Flugzeug 1 fort. Dort konnte der im Zusammenhang mit Fig. 3 beschriebene Effekt konkret beobachtet werden. Die an den Außenkanten der äußeren Landeklappen 22 entstehenden Wirbel sind gleichsinnig mit dem Flügelhauptwirbel 14 und vermischen sich mit diesem schon im Nahfeld hinter dem Flugzeug, während sich der gegenläufige Störwirbel 15 erst im Mittelfeld dem Flügel­ hauptwirbel 14 annähert und dort mit ihm wechselwirkt.

Da die im Zusammenhang mit Fig. 4 erläuterte Konstellation der Landeklappen 21 und 22 für einen üblichen Landeanflug nicht geeignet ist, müssen die Störwirbel 15 zur Realisation der Erfindung durch zusätzliche Wirbelgeneratoren erzeugt werden, oder es muß zumindest verhindert werden, daß bei auftretenden Wirbelpaaren mit gegensinnigen Wirbeln, zu denen ein geeigneter Störwirbel 15 gehört, der Störwirbel 15 vor seinem Zusammen­ treffen mit dem Flügelhauptwirbel 14 im Mittelfeld hinter dem landenden Flugzeug durch den anderen Wirbel des Wirbelpaars ausgelöscht wird.

In den Fig. 5 und 6 ist eine Finne 26 skizziert, wie sie an der Flügeloberseite 13 eines Tragflügels 4 angeordnet werden kann, um einen Störwirbel 15 zu generieren. Dabei gibt ein Pfeil 15 die im wesentlichen parallel zu der Flugzeugachse 3 gemäß den Fig. 1 bis 4 verlaufende Anströmrichtung der Finne 26 wieder. Die Finne 26 besteht aus zwei Abschnitten 26' und 26", die un­ ter einem Winkel α von 18° gegeneinander abgeknickt sind, wobei der Knick bei zwei Dritteln der Länge der Finne 26 liegt, und der hintere Abschnitt 26" in die Strömung hinein geknickt ist. Der vordere Abschnitt 26' der Finne ist seinerseits bereits unter einem Winkel β von 18° gegenüber der Strömung zum Rumpf des Flugzeugs hin angestellt. Um mit der Finne 26 beispielsweise bei einem Flugzeug von gut 500 Tonnen Gewicht und einer Spann­ weite von 80 m einen Störwirbel 15 mit einer Wirbelstärke zu erzeugen, die etwa 20% der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels ausmacht, muß die Finne 26 etwa 1,10 m hoch und etwa 6,80 m lang sein.

Die in den Fig. 7 und 8 skizzierte Finne 27 weist eine para­ bolisch verlaufende Vorderkante 28 und eine kreisbogenförmige Grundkrümmung mit dem Krümmungswinkel α von 18° auf. Mit ihrem vorderen Bereich ist auch die Finne 27 unter dem Winkel β von 18° gegenüber der Strömung gemäß dem Pfeil 15 angestellt. Eine solche Finne an der Flügeloberseite eines Tragflügels eines Flugzeugs mit 80 m Spannweite und gut 500 t Gewicht müßte eine Höhe von etwa 0,9-1,0 m und eine Länge von ca. 5 m haben, um einen Störwirbel mit einer Wirbelstärke von etwa 20% der Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel zu erzeugen.

Die in den Fig. 9 bis 11 wiedergegebenen Finnen 29 bis 31 weisen jeweils eine dreieckförmige Aussparung 32 für das Ausfahren der Landeklappen an dem jeweiligen Tragflügel auf. Ansonsten entsprechen die Finnen 29 und 30 gemäß den Fig. 9 und 10 im wesentlichen der Finne 27 gemäß den Fig. 7 und 8. Bei der Finne 31 gemäß Fig. 12 ist die Vorderkante 28 nicht parabolisch sondern kreisbogenförmig ausgebildet. Die dreieckförmige Aussparung 32 bei den Finnen 29 bis 31 hat ihren Grund darin, daß die Finnen 29 bis 31 zur Anordnung an der Flügelunterseite eines Tragflügels vorgesehen sind. Hier wird durch die dreieckförmige Aussparung 32 verhindert, daß die sich von den Finnen 29 bis 31 ablösenden Störwirbel auf die beim Landeanflug ausgefahrenen Landeklappen an dem Tragflügel auftreffen und hierdurch ganz oder teilweise wieder zerstört werden. Bei den Finnen 29 bis 31 lösen sich die Störwirbel 14 mit ausreichendem Abstand von der Flügelunterseite 12 ab, so daß sie nicht auf die ausgefahrenen Landeklappen auftreffen. Im übrigen müssen die Finnen 29 bis 31 an der Flügelunterseite gegenüber der Strömung 15 relativ zu der Symmetrieebene 11 des Flugzeugs genau umgekehrt angestellt werden, wie die Finnen 26 und 27 an der Flügeloberseite 13 des Tragflügels, um den Störwirbel 14 mit der gewünschten Drehrichtung zu generieren.

In den Fig. 12 bis 14 ist ein Wirbelgenerator 33 skizziert, der in Anlehnung an einen bekannten Gabelbaumwirbelgenerator ausgebildet ist. Allerdings entspricht der Wirbelgenerator 33 gemäß den Fig. 12 bis 14 nur einem halben Gabelbaumwirbel­ generator, da nur ein Störwirbel 15 mit einer Drehrichtung und kein komplementärer Wirbel mit einer entgegengesetzten Drehrichtung erzeugt werden soll. Das Gegenstück zu dem einen Ast eines bekannten Gabelbaumwirbelgenerators, wie er den Wirbelgenerator 22 gemäß den Fig. 12 bis 14 ausbildet, ist beispielsweise eine Gehäusewandung 34 einer Verkleidung für einen Landeklappenverstellmechanismus oder dergleichen. Ein Gabelbaumwirbelgenerator bildet bekanntermaßen Wirbel aus, deren Achse mit relativ großem Abstand zu der Vorderkante 28 des Gabelbaumwirbelgenerators verläuft. Dies ist bei der Erfindung dahingehend nutzbar, daß der Wirbelgenerator 33 auch an der Flügelunterseite 12 keine besonders große Bauhöhe aufweisen muß, um den Störwirbel 15 so zu erzeugen, daß er nicht mit den Landeklappen kollidiert. Die Finnen gemäß den Fig. 9 bis 11 müßten in dem Fall eines Flugzeugs mit 80 m Spannweite und einem Gewicht von über 500 t eine Höhe von über 1,50 m aufweisen.

In Fig. 15 ist eine andere Möglichkeit skizziert, einen Stör­ wirbel 15 mit entgegengesetzter Drehrichtung zu dem Flügelhaupt­ wirbel 14 zu generieren. Hierzu ist an der Flügeloberseite 13 ein Spoiler 35 vorgesehen, der zur Flügelspitze 9 hin frei endet und auf seiner anderen Seite bis zum Rumpf 2 des Flugzeugs 1 reicht. Hierdurch wird nur an dem freien Ende des Spoilers 35 zur Flügelspitze 9 hin der Störwirbel 15 generiert. Der Spoiler 35 könnte auch sägezahnförmig von der Flügeloberseite abstehen, d. h. mit seinem zum Rumpf 2 hin zeigenden Ende in die Flügel­ oberfläche 13 einlaufen.

Eine weitere Variante zur Erzeugung des gewünschten Störwirbels 15 ist in Fig. 16 skizziert, die ein Triebwerk 5 im Querschnitt zeigt. Im Beipaß 36 des Triebwerks 5 ist eine anstellbare Klappe 37 vorgesehen, die den von dem Triebwerk 5 ausgestoßenen Gasen 38 zur Erzeugung des Störwirbels 15 einen Drall verleiht.

Um die Größenordnung der Wirbelstärke eines an dem Tragflügel 4 künstlich erzeugten Wirbels möglichst klein zu halten, kann auch von dem in Fig. 17 skizzierten Prinzip Gebrauch gemacht werden. Hierbei wird der Störwirbel 15 mit der gegenläufigen Drehrich­ tung 17 zu dem Flügelhauptwirbel 14 nicht künstlich erzeugt, sondern es wird ein Wirbelpaar bestehend aus einem als Stör­ wirbel 15 geeigneten Wirbel mit der zweiten Drehrichtung 17 und einem Wirbel 39 mit der ersten Drehrichtung 16 des Flügelhaupt­ wirbels 14 ausgewählt, wie es beispielsweise an einem Spoiler 35 entsteht. Jetzt wird zu dem Wirbel 39 ein Unterstörwirbel 40 erzeugt, beispielsweise mit einem zum Rumpf 2 hin bündig endenden Hilfsspoiler 41. Der Unterstörwirbel 40 weist dabei dieselbe Drehrichtung 17 wie der Störwirbel 15 auf. Dann wird der Unterstörwirbel 40 mit dem Wirbel 39 vermischt, um den Wirbel 39 auszulöschen, bevor dieser seinerseits den Störwirbel 15 auslöschen kann. So kann dann der Störwirbel 15 im Mittelfeld hinter dem Flugzeug 1 an den gealterten Flügelhauptwirbel 14 angenähert und mit diesem vermischt werden, um ihn auszulöschen. Ohne die künstliche Erzeugung des Unterstörwirbels 40 würden sich die beiden gegenläufigen Wirbel 15 und 39 hinter dem Spoiler 35 gegenseitig auslöschen. Damit stünde der Störwirbel 15 nicht zur Auslöschung des Flügelhauptwirbels 14 zur Verfü­ gung. Besonderer Vorteil bei dieser Vorgehensweise ist, daß der Unterstörwirbel 40 nur etwa 15 bis 20% der Wirbelstärke des Wirbels 39 aufweisen muß. Wenn man davon ausgeht, daß der Wirbel 39 genauso stark ist wie der Störwirbel 15, bedeutet dies, daß der Unterstörwirbel 40 nur eine Wirbelstärke im Bereich weniger Prozent der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels 14 aufzuweisen braucht.

BEZUGSZEICHENLISTE

1

Flugzeug

2

Rumpf

3

Flugzeugachse

4

Tragflügel

5

Triebwerk

6

Fahrwerk

7

Höhenleitwerk

8

Seitenleitwerk

9

Flügelspitze

10

Spannweite

11

Symmetrieebene

12

Flügelunterseite

13

Flügeloberseite

14

Flügelhauptwirbel

15

Störwirbel

16

Drehrichtung

17

Drehrichtung

18

Abstand

19

Nahfeld

20

Mittelfeld

21

Fernfeld

22

Landeklappe

23

Landeklappe

24

Innenkante

25

Pfeil

26

Finne

27

Finne

28

Vorderkante

29

Finne

30

Finne

31

Finne

32

Aussparung

33

Wirbelgenerator

34

Gehäusewandung

35

Spoiler

36

Luftbeipaß

37

Klappe

38

Gas

39

Wirbel

40

Unterstörwirbel

41

Hilfsspoiler

Claims (7)

1. Flugzeug mit mindestens zwei Flügelspitzen aufweisenden und zwischen den Flügelspitzen eine Spannweite definierenden Trag­ flügeln, mit einem Rumpf, mit einem Leitwerk und mit mindestens einen Wirbelgenerator je Tragflügel, wobei bei dem im Flug befindlichen Flugzeug im Bereich der Flügelspitze jedes Trag­ flügels ein Flügelhauptwirbel mit einer Wirbelstärke und mit einer ersten Drehrichtung entsteht und wobei der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel beim Landeanflug des Flugzeugs einen Störwirbel mit einer der ersten Drehrichtung des Flügel­ hauptwirbels entgegengesetzten zweiten Drehrichtung generiert, dadurch gekennzeichnet, daß der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel (4) an einem Ort angeordnet ist, welcher einen Abstand von höchstens 40% und mindestens 10% der Spannweite (10) bis zu der Flügelspitze (9) aufweist, und beim Landeanflug des Flugzeugs (1) den Störwirbel (15) mit 8 bis 30 Prozent der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels (14) generiert, so daß sich der Störwirbel (15) nach einer Laufstrecke von mindestens 20 Spannweiten (10) hinter dem im Landeanflug befindlichen Flugzeug (1), über die der jeweilige Flügelhauptwirbel (14) altert, an den jeweiligen Flügelhauptwirbel (14) soweit angenähert hat, daß er den gealterten Flügelhauptwirbel (14) destabilisiert.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel (4) an einem Ort angeordnet ist, welcher einen Minimalabstand von 25% der Spann­ weite bis zu der Flügelspitze (9) aufweist.

3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel (4) beim Landeanflug des Flugzeugs (1) den Störwirbel (15) mit 15 bis 20 Prozent der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbels (14) generiert.

4. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel (4) an einem solchen Ort angeordnet ist und den Störwirbel (15) so generiert, daß sich der Störwirbel (15) nach einer Lauf­ strecke von 25 bis 45 Spannweiten (10) hinter dem im Landeanflug befindlichen Flugzeug (1) an den jeweiligen Flügelhauptwirbel (14) soweit angenähert hat, daß er den gealterten Flügelhaupt­ wirbel (14) destabilisiert.

5. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der mindestens eine Wirbelgenerator je Tragflügel ein Wirbelpaar generiert, das aus dem Störwirbel (15) mit der der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) entgegengesetzten zweiten Drehrichtung (17) und einen Wirbel (39) mit der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) besteht, und daß mindestens ein Hilfswirbelgenerator je Tragflügel (4) vorgesehen ist, der einen Unterstörwirbel (40) mit der der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) entgegengesetzten zweiten Drehrichtung (17) generiert, wobei der Unterstörwirbel (40) den Wirbel (39) des Wirbelpaars mit der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) zum Platzen bringt, bevor er den Störwirbel (15) erreicht.

6. Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der mindestens eine Hilfswirbelgenerator je Tragflügel (4) den Unterstörwirbel (40) mit der der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) entgegengesetzten zweiten Drehrichtung (17) mit einer Wirbelstärke generiert, die 8 bis 30 Prozent einer Wirbelstärke des Wirbels (39) des Wirbelpaars mit der ersten Drehrichtung (16) des Flügelhauptwirbels (14) beträgt.

7. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Wirbelgenerator

• - entweder eine Finne (26, 27) an der Flügeloberseite (13), die so gegenüber der Strömungsrichtung (25) angestellt ist, daß ihre Saugseite zu der jeweiligen Flügelspitze (9) weist,
• - oder eine Finne (29, 30, 31) an der Flügelunterseite (12), die so gegenüber der Strömungsrichtung (25) angestellt ist, daß ihre Saugseite zum Rumpf (2) weist, und deren Vorderkante (28) unterhalb von ausgefahrenen Landeklappen (22, 23) an dem Tragflügel (4) angeordnet ist,
• - oder einen Ast (33) eines Gabelbaumwirbelgenerators an der Flügeloberseite (13), der der jeweiligen Flügelspitze (9) zugewandt ist,
• - oder einen Ast (33) eines Gabelbaumwirbelgenerators an der Flügelunterseite (12), der dem Rumpf (2) zugewandt ist,
• - oder einen zu der jeweiligen Flügelspitze (9) frei endenden Spoiler (35) an dem Tragflügel (4),
• - oder mindestens eine Klappe (37) im Nebenstrom mindestens eines Triebwerks (5) an dem Tragflügel (4),
• - oder Mittei, die dem Strahl mindestens eines Triebwerks (5) an dem Tragflügel (4) einen Drall in der zweiten Drehrichtung (17) Verleihen, aufweist.