DE19950403A1 - Verfahren zum und Flugzeug mit Mitteln zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars - Google Patents
Verfahren zum und Flugzeug mit Mitteln zum Reduzieren der Wirbelstärke des FlügelhauptwirbelpaarsInfo
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Abstract
Zum Reduzieren einer Wirbelstärke eines Flügelhauptwirbelpaars (+/-GAMMA¶m¶) bei einem im Flug befindlichen Flugzeug (1) mit einer Symmetrieebene (7), zwei Tragflügeln (3), einem Rumpf (2) und einem Höhenleitwerk (4), wobei das Flügelhauptwirbelpaar (+/-GAMMA¶m¶) im Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel (3) entsteht, eine erste Drehrichtung aufweist und im Nahfeld hinter dem Flugzeug absteigt, wird ein Störwirbelpaar (-/+GAMMA¶p¶), das zwischen dem Rumpf (2) und den Flügelspitzen der Tragflügel (3) entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel (3) mit dem Flügelhauptwirbelpaar (+/-GAMMA¶m¶) zu vereinen, und das eine der ersten Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im Nahfeld hinter dem Flugzeug (1) in einem Höhenbereich der Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars (+/-GAMMA¶m¶) gehalten, indem die relative Wirbelstärke und/oder der relative Abstand des Störwirbelpaars (-/+GAMMA¶p¶), jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar (+/-GAMMA¶m¶), auf einen geeigneten Wert eingestellt wird. Dabei weist das Störwirbelpaar (-/+GAMMA¶p¶) Anteile eines Rumpfwirbelpaars (-/+GAMMA¶1¶), das im Bereich des Übergangs der Tragflügel (3) zum Rumpf (2) entsteht, und eines Leitwerkwirbelpaars (-/+GAMMA¶2¶), das im Bereich der Flügelspitzen (5) des Höhenleitwerks (4) entsteht, auf, und die Wirbelstärke des Störwirbelpaars (-/+GAMMA¶p¶) wird mit mindestens einem Paar von Winglets auf den geeigneten Wert reduziert.
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Reduzieren
einer Wirbelstärke eines Flügelhauptwirbelpaars hinter einem im
Flug befindlichen Flugzeug mit einer Symmetrieebene, zwei Trag
flügeln, einem Rumpf und einem Höhenleitwerk, wobei das Flügel
hauptwirbelpaar im Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel
entsteht, eine erste Drehrichtung aufweist und im Nahfeld hinter
dem Flugzeug absteigt, mit dem Schritt: Halten eines Störwirbel
paars, das zwischen dem Rumpf und den Flügelspitzen der Trag
flügel entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel mit
dem Flügelhauptwirbelpaar zu vereinen, und das eine der ersten
Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im
Nahfeld hinter dem Flugzeug in einem Höhenbereich der abstei
genden Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars, indem die
relative Wirbelstärke und/oder der relative Abstand des Stör
wirbelpaars jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar auf
einen geeigneten Wert eingestellt wird. Weiterhin bezieht sich
die Erfindung auf ein Flugzeug mit Mitteln zur Durchführung
eines solchen Verfahrens.
Insbesondere befaßt sich die Erfindung mit dem Reduzieren der
Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars hinter einem im Lande
anflug befindlichen Flugzeug. Die Erfindung ist aber auch im
Steigflug oder im Reiseflug eines Flugzeugs sinnvoll anwendbar.
Die Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars entstehen bei
einem im Flug befindlichen Flugzeug durch das Aufrollen der sich
im Bereich der Flügelspitzen ablösenden Wirbelschicht. Besonders
stark sind die Wirbelnachläufe beim Landeanflug. Gerade bei
Großflugzeugen stellen die Flügelhauptwirbel wegen der von ihnen
verursachten Wirbelnachläufe eine Gefahr für andere Luftver
kehrsteilnehmer 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 voraus
fliegenden Flugzeuge an und betragen bereits bei den derzeit
gängigen Großflugzeugen wie der Boeing Typ B-747 einige See
meilen. 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.
Aus Steven C. Rennich et al.: "A Method for Accelerating the
Destruction of Aircraft Wake Vortices", AIAA 98-0667, 1998 ist
ein Verfahren der eingangs beschriebenen Art zum Reduzieren der
Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars Art bekannt. Die
Veröffentlichung befaßt sich mit theoretischen Modellen und
Berechnungen, die sich auf die Berücksichtigung eines äußeren
Wirbelpaars als Flügelhauptwirbelpaar und eines inneren
Wirbelpaars mit entgegengesetzter Drehrichtung als Störwirbel
paar beschränken. Dabei wird davon ausgegangen, daß das äußere
Wirbelpaar in der Praxis an den Flügelspitzen selbst und den
äußeren Kanten von Landeklappen entsteht, während das innere
Wirbelpaar aufgrund des Auftriebseinbruchs über dem Rumpf und an
den inneren Kanten der Landeklappen zur Entstehung kommt. In
diesem Zusammenhang wird zwar allgemein darauf verwiesen, daß in
der Praxis alle auftretenden Wirbelpaare zu berücksichtigen
sind. Um welche weiteren Wirbelpaare es sich aber konkret
handeln soll, ist nicht dargelegt. Für das innere Wirbelpaar
wird festgestellt, daß seine relative Wirbelstärke und sein
relativer Abstand bezogen auf die Wirbelstärke und den Abstand
des Flügelhauptwirbelpaars in einem bestimmten Bereich liegen
müssen, damit es zu einer Zerstörung der Struktur des Flügel
hauptwirbelpaars aufgrund einer Wechselwirkung mit dem Stör
wirbelpaar hinter dem im Flug befindlichen Flugzeug kommen kann.
Wenn die Wirbelstärke des Störwirbelpaars zu groß ist, wechsel
wirken die beiden Einzelwirbel des Störwirbelpaars so, daß sie
nach oben entsteigen und so die gewünschte Wechselwirkung mit
der Folge einer Zerstörung der Struktur der im Nahfeld hinter
dem Flugzeug nach unten absteigenden Flügelhauptwirbel nicht
stattfinden kann. Konkrete Maßnahmen, um sicherzustellen, daß
die Wirbelstärke des Störwirbelpaars in diesem Sinne nicht zu
groß wird, werden jedoch nicht aufgezeigt. Außerdem ist die
Berücksichtigung der sich im Innenbereich der Spannweite eines
Flugzeugs ablösenden Wirbelschichten durch nur ein Störwirbel
paar eine nur sehr grobe Vereinfachung, da sich beispielsweise
in der Nähe des Höhenleitwerks die sich von dem Flugzeug
ablösenden Wirbelschichten noch nicht zu einem definierten
Wirbelpaar aufgerollt haben. Eine weniger grobe Simulation der
sich ablösenden Wirbelschichten ergibt, daß diese nicht als ein
Störwirbel nach oben entsteigen, sondern in Teilen bereits mit
den Flügelhauptwirbeln absteigen, wenn sie nach Rennich et al.
aufgrund ihrer Gesamtwirbelstärke eigentlich als ganzes nach
oben entsteigen sollten.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der
eingangs beschriebenen Art aufzuzeigen, das es tatsächlich
ermöglicht, ein bei einem im Flug befindlichen Flugzeug bereits
existierendes Störwirbelpaar zum Reduzieren der Wirbelstärke des
Flügelhauptwirbelpaars zu nutzen. Weiterhin soll ein Flugzeug
mit geeigneten Mitteln zur Umsetzung dieses Verfahrens aufge
zeigt werden.
Bei dem Verfahren der eingangs beschriebenen Art wird die
Aufgabe erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß das Störwirbelpaar
Anteile eines Rumpfwirbelpaars, das im Bereich des Übergangs der
Tragflügel zum Rumpf entsteht, und eines Leitwerkwirbelpaars,
das im Bereich der Flügelspitzen des Höhenleitwerks entsteht,
aufweist, und daß seine Wirbelstärke mit mindestens einem Paar
von Winglets auf den geeigneten Wert reduziert wird.
Grundlage des neuen Verfahrens ist die Erkenntnis, daß als
Störwirbelpaar insbesondere das innere Wirbelpaar geeignet ist,
in das Anteile des Rumpfwirbelpaars und des Leitwerkwirbelpaars
eingehen. Das Rumpfwirbelpaar beruht auf dem Auftriebseinbruch
im Übergang der Tragflügel zum Rumpf und weist immer die entge
gengesetzte Drehrichtung zu dem Flügelhauptwirbelpaar auf. Das
Leitwerkwirbelpaar entsteht an den Flügelspitzen des Höhen
leitwerks, das zur Stabilisierung des gewünschten Anstellwinkels
des gesamten Flugzeugs einen Abtrieb erzeugt, so daß das Leit
werkwirbelpaar ebenfalls die dem Flügelhauptwirbelpaar entgegen
gesetzte Drehrichtung aufweist. Das Rumpfwirbelpaar und das
Leitwerkwirbelpaar vereinigen sich hinter dem Flugzeug zu einem
inneren Wirbelpaar. Der Abstand der beiden einzelnen Störwirbel
dieses Störwirbelpaars untereinander ist zumindest so gering,
daß nicht die Gefahr besteht, daß sich das Störwirbelpaar
bereits kurz hinter dem Flugzeug mit dem Flügelhauptwirbelpaar
vereint. Eine solche Vereinigung mit dem noch nicht gealterten
Flügelhauptwirbelpaar würde zwar zu einer gewissen Reduzierung
seiner Wirbelstärke aber nicht zu der gewünschten Zerstörung
seiner Struktur führen. Das betrachtete Störwirbelpaar mit den
Anteilen des Rumpfwirbelpaars und des Leitwerkwirbelpaars weist
bei bekannten Verkehrsflugzeugen in aller Regel eine solche hohe
Wirbelstärke auf, daß es ohne einen gezielten Eingriff ange
sichts des geringen Abstands seiner beiden gegenläufigen Stör
wirbel nach oben aus dem Bereich des absteigenden Flügelhaupt
wirbelpaars entsteigen würde. Um dem entgegenzuwirken, wird bei
dem neuen Verfahren die Wirbelstärke dieses Störwirbelpaars mit
mindestens einem Paar von Winglets auf einen solchen Wert
reduziert, der das Wirbelpaar im Höhenbereich der absteigenden
Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars hält. Die Verwen
dung von Winglets zur Reduzierung der Wirbelstärke hat den
Vorteil, daß der dabei anfallende zusätzliche Strömungswider
stand der Winglets zumindest zum Teil durch den von ihnen
aufgrund ihrer Anströmung erzeugten Vortrieb kompensiert oder
gar im Sinne eines Nettovortriebs überkompensiert wird. Dabei
ist für die Winglets eine Definition zugrunde gelegt, nach der
es sich um kleine Flügel handelt, die nicht in der Strömungs
hauptrichtung, d. h. nicht entgegengesetzt zur Gesamtbewegungs
richtung des Flugzeugs angeströmt werden. Dabei kann die auf die
Winglets auftreffende Strömung die sich ablösende Wirbelschicht
oder bereits einen Teil eines in Entstehung befindlichen oder
bereits entstandenen Wirbelpaars sein.
Das Störwirbelpaar, das erfindungsgemäß zum Reduzieren der
Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars eingesetzt wird, kann
auch einen Anteil eines Klappenwirbelpaars, das im Bereich der
Innenkanten eines Paars von Landeklappen an den Tragflügeln
entsteht, aufweisen. Wenn sich ein solches Klappenwirbelpaar mit
dem Rumpfwirbelpaar und dem Leitwerkwirbelpaar vereinigt, ist
auch sein Anteil an der Wirbelstärke beim Halten des Störwirbel
paars im Höhenbereich der Flügelhauptwirbel zu berücksichtigen.
Dabei ist natürlich zu beachten, daß Klappenwirbelpaare nicht in
allen Flugsituationen in relevanter Stärke beobachtet werden und
bei eingefahrenen Landeklappen vollständig verschwinden. Aller
dings sind die Landeklappen im besonders interessanten Lande
anflug in aller Regel voll ausgefahren. Umgekehrt muß bei einer
Reduzierung der Flügelhauptwirbel im Reiseflug darauf geachtet
werden, daß die Wirbelstärke des Störwirbelpaars, nachdem die
wesentlichen Anteile des Klappenwirbelpaars und des Leitwerk
wirbelpaars entfallen sind, durch die Winglets nicht zu stark
abgemindert wird.
Das interessierende Störwirbelpaar kann auch einen Anteil eines
Generatorwirbelpaars, das durch ein Paar von Wirbelgeneratoren
mit der ersten oder der zweiten Drehrichtung erzeugt wird,
aufweisen. Die Wirbelgeneratoren können dabei beispielsweise in
die Konstruktion eines ausgefahrenen Flugzeugfahrwerks
integriert sein. Mit der willkürlichen Wirbelerzeugung durch
Wirbelgeneratoren kann die Wirbelstärke des Störwirbelpaars
ebenso wie sein Abstand einer gezielten Grundeinstellung
unterworfen werden. Dabei kann das Generatorwirbelpaar sowohl
die zweite Drehrichtung aufweisen, die der Drehrichtung des
Störwirbelpaars entspricht, als auch die erste Drehrichtung des
Flügelhauptwirbelpaars. Im letzten Fall, sorgt das Generator
wirbelpaar bereits für eine grundsätzliche Herabsetzung der
Wirbelstärke des Störwirbelpaars, da sein Anteil hier negativ
eingeht. So kann beispielsweise mit einem Wirbelgenerator am
Fahrwerk ein Generatorwirbelpaar mit der ersten Drehrichtung
erzeugt werden, das den Anteil eines Klappenwirbelpaars mit der
zweiten Drehrichtung im Landeanflug etwa kompensiert, so daß die
Wirbelstärke des gesamten Störwirbelpaars im Landeanflug in die
Nähe des gewünschten Werts reduziert wird.
In einer Ausführungsvariante des neuen Verfahrens wird mindes
tens ein Paar der Winglets hinter den Tragflügeln am Rumpf
angeordnet. Dort wirken die Winglets auf sich ablösenden
Wirbelschichten ein, die in der Folge das Rumpfwirbelpaar aus
bilden.
Wenn mindestens ein Paar der Winglets an den Flügelspitzen des
Höhenleitwerks angeordnet wird, wirken die Winglets auf sich ab
lösende Wirbelschichten ein, die in der Folge das Leitwerk
wirbelpaar ausbilden.
Wenn mindestens ein Paar der Winglets im Bereich von Innenkanten
eines Paars von Landeklappen an den Tragflügeln angeordnet wird,
wirken die Winglets auf sich ablösende Wirbelschichten ein, die
in der Folge das Klappenwirbelpaar ausbilden.
Die Einwirkung der Winglets auf die sich ablösenden Wirbel
schichten bedeutet in jedem Fall eine Reduzierung der Wirbel
stärke der aus den Wirbelschichten entstehenden Wirbelpaare.
Wie bereits oben im Zusammenhang mit den Unterschieden zwischen
dem Landeanflug und dem Reiseflug angedeutet wurde, ist die
relative Wirbelstärke des Störwirbelpaars ohne die erfindungs
gemäße Einflußnahme durch die Winglets nicht immer gleich.
Entsprechend kann mit einer festen Anordnung von Winglets die
Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars nur für bestimmte
Flugphasen optimal reduziert werden. Wenn alle drei Flugphasen,
d. h. der Steig-, der Reise- und der Landeanflug, abgedeckt
werden sollen, müssen zum optimalen Einstellen der Wirbelstärke
des Störwirbelpaars auf den jeweils aktuellen Wert beispiels
weise die aktive Länge und/oder der Anstellwinkel wenigstens
eines Paars von Winglets verändert werden. Es ist auch möglich,
einzelne Paare von Winglets nur unter bestimmten Flugbedingungen
auszufahren oder in eine aktive Ausrichtung anzustellen.
Die erfindungsgemäße Abminderung der relativen Wirbelstärke des
Störwirbelpaars darf aber nicht so weit gehen, daß die Wirbel
stärke des Störwirbelpaars auf einen Wert reduziert wird, der
nur noch 14% der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars
beträgt oder sogar noch kleiner ist. Anderenfalls ist das
Störwirbelpaar, auch wenn es nicht aus dem Höhenbereich der
absteigenden Flügelhauptwirbel entsteigt, nicht in der Lage die
Struktur des Flügelhauptwirbelpaars zuverlässig zu zerstören.
Bei dem neuen Flugzeug, das die Aufgabe der Erfindung löst,
weisen die Mittel zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügel
hauptwirbelpaars mindestens ein Paar von Winglets auf, um die
Wirbelstärke des Störwirbelpaars auf den geeigneten Wert zu
reduzieren, dabei ist mindestens ein Paar von Winglets hinter
den Tragflügeln am Rumpf oder an den Flügelspitzen des Höhen
leitwerks oder an den Innenkanten eines Paars von Landeklappen
an den Tragflügeln angeordnet.
Vorzugsweise ist die aktive Länge und/oder der Anstellwinkel
eines Paars der Winglets zum Einstellen der Wirbelstärke des
Störwirbelpaars auf den jeweils aktuell geeigneten Wert
veränderbar.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbeispielen
näher erläutert und beschrieben. Dabei zeigt:
Fig. 1 die Anordnung verschiedener, an einem im Flug befind
lichen Flugzeug auftretender Wirbelpaare
Fig. 2 die Zusammenfassung der Wirbelpaare gemäß Fig. 1 zu
einem Flügelhauptwirbelpaar und einem Störwirbelpaar,
Fig. 3 ein Kriterium für die relative Wirbelstärke des
Störwirbelpaars in Abhängigkeit von seinem relativen
Abstand jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar,
Fig. 4 die Anordnung eines Winglets an einem Höhenleitwerk in
einer Ansicht von hinten,
Fig. 5 die Ansicht gemäß Fig. 4 in einer Ansicht von oben,
Fig. 6 die Anströmungs- und Kräfteverhältnisse am Profil des
Winglets gemäß den Fig. 4 und 5,
Fig. 7 eine perspektivische Ansicht von Teilen eines Flug
zeugs mit Hervorhebung eines Bildausschnitts,
Fig. 8 den Bildausschnitt gemäß Fig. 7 mit einer Anordnung
von Winglets am Rumpf des Flugzeugs,
Fig. 9 eine weitere perspektivische Ansicht von Teilen eines
Flugzeugs mit Hervorhebung eines Bildausschnitts und
Fig. 10 den Bildausschnitt gemäß Fig. 9 mit einer Anordnung
eines Winglets im Bereich einer Innenkante einer hier
ausgeschlagenen Landeklappe am Tragflügel des Flug
zeugs.
In Fig. 1 ist ein Flugzeug 1 durch einen Querschnitt seines
Rumpfs 2, seine beiden Tragflügel 3 und sein Höhenleitwerk 4
angedeutet. Die Symmetrieebene 7 des Flugzeugs 1 ist im Bereich
der Querschnittsdarstellung des Rumpfs 2 und der Tragflügel 3
als Linie eingezeichnet. Weiterhin sind über den Tragflügeln 3
der Flügelauftrieb 6 und unter dem Höhenleitwerk 4 der Leit
werksabtrieb 8 aufgetragen. Der lokale Gradient des Flügel
auftriebs 6 erzeugt ein Flügelhauptwirbelpaar +/-Γm im Bereich
der Flügelspitzen der Tragflügel 3. Weiterhin erzeugt der
Gradient des Flügelauftriebs 6 im Bereich eines Auftriebs
einbruchs 9 über dem Rumpf 2 ein Rumpfwirbelpaars -/+Γ1, dessen
Drehrichtung entgegengesetzt zu der Drehrichtung des Flügel
hauptwirbelpaars +/-Γm verläuft. Der Gradient des Leitwerks
abtriebs 8 an dem Höhenleitwerk 4 erzeugt ein Leitwerkwirbelpaar
-/+Γ2, dessen Drehrichtung wieder entgegengesetzt zu der Dreh
richtung des Flügelhauptwirbelpaars +/-Γm und damit gleich der
Drehrichtung des Rumpfwirbelpaars -/+Γ1 ist. Ein weiteres Wirbel
paar wird hier in Form eines Generatorwirbelpaars -/+Γ3 wieder
gegeben, das hier ebenfalls die entgegengesetzte Drehrichtung zu
dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γm angedeutet. Grundsätzlich wäre es
auch möglich, daß die in Fig. 1 nicht im Detail wiedergegebenen
Wirbelgeneratoren 10 ein Generatorwirbelpaar +/-Γ3, d. h. ein
Wirbelpaar mit der gleichen Drehrichtung wie die Flügelhaupt
wirbel +/-Γm erzeugen. Für die weiteren Betrachtungen sind nicht
nur die Wirbelstärken Γ1 bis Γ3 und Γm der Wirbelpaare sondern
auch ihre jeweiligen Abstände b1 bis b3 und bm von Bedeutung, die
ebenfalls in Fig. 1 eingezeichnet sind.
Die Wirkungen der Wirbelpaare Γ1 bis Γ3 auf das Flügelhaupt
wirbelpaar +/-Γm können ersatzweise durch ein einziges, hier als
Störwirbelpaar bezeichnetes Wirbelpaar -/+Γp mit einem Abstand
bp dargestellt werden, das in Fig. 2 wiedergegeben ist. Dabei
ist der Abstand bp der beiden Störwirbel des Störwirbelpaars
-/+Γp voneinander so klein und damit der Abstand jedes der beiden
Störwirbel zu den Flügelhauptwirbeln so groß, daß das Stör
wirbelpaar -/+Γp sich nicht unmittelbar hinter dem Flugzeug 1 mit
dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γm vereint, bevor das Flügelhaupt
wirbelpaar +/-Γm bereits einer gewissen Alterung unterworfen ist.
Im übrigen umfaßt auch das Flügelhauptwirbelpaar +/-Γm gemäß den
Fig. 1 und 2 verschiedene Anteile einzelner Wirbelpaare im
Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel 3. Beispielsweise
handelt es sich dabei neben den eigentlichen Flügelhauptwirbeln,
die an der Spitze der Tragflügel 3 selbst entstehen, um Klappen
wirbelpaare, die an den äußeren Kanten von Landeklappen an den
Tragflügeln 3 zu Entstehung kommen. Die Wirbelstärken und der
Abstand jedes aus mehreren Anteilen bestehenden Wirbelpaars
entsprechen der gerichteten Summe der Wirbelstärken bzw. dem
Mittelwert der mit der jeweiligen Wirbelstärke gewichteten
Abstände der einzelnen Anteile.
Fig. 3 gibt zeichnerisch ein Kriterium für die relative Wirbel
stärke des Störwirbelpaars -Γp/Γm in Abhängigkeit von dem
relativen Abstand des Störwirbelpaars bp/bm wieder. Dabei wird
der zulässige Wertebereich 11 durch eine Grenzlinie 13 und eine
schraffierten Bereich 27 begrenzt. Der schraffierte Bereich
beginnt an einer Grenzlinie 12, die durch eine Kurve
-Γp/Γm = f . (3(bp/bm) + (bp/bm)3)/(1 + 3(bp/bm)2)
festgelegt wird, wobei f = 1,15. Der schraffierte Bereich
berücksichtigt, daß der Faktor f je nach Flugzeugtyp zwischen
0,85 und 1,15 liegt, wobei der Faktor unterschiedlichen Rumpf-
Flügel-Anordnungen, beispielsweise Hoch-, Mittel- und
Tiefdecker, sowie unterschiedlichen Höhenleitwerksanordnungen,
beispielsweise Kreuz- und T-Leitwerk Rechnung trägt. Im Ergebnis
ist der Wertebereich 11 nicht bei jedem Flugzeug durch Über
schreiten der Grenzlinie 12 erreichbar. In Einzelfällen muß auch
noch der gesamte schraffierte Bereich, der der möglichen Varia
tion von f entspricht, überwunden werden. Für große Abstände
zwischen den Tragflügeln und dem Höhenleitwerk liegt der Faktor
f eher bei 0,85; bei kurzen Abständen, Kreuzleitwerken und
Hochdeckeranordnungen eher bei 1,15. Die Grenzlinie 12 mit dem
jeweiligen Faktor f ist das Kriterium dafür, daß die Wirbel
stärke des Störwirbelpaars -/+Γp nicht so groß ist, daß die
Störwirbel durch ihre Wechselwirkung untereinander aus dem
Höhenbereich zwischen den absteigenden Flügelhauptwirbeln des
Flügelhauptwirbelpaars +/-Γm entsteigen. Die Grenzlinie 13 die
knapp unterhalb -Γp/Γm = -0,14 verläuft, repräsentiert das
Kriterium, daß die Wirbelstärke Γp des Störwirbelpaars -/+Γp eine
gewisse Mindestgröße aufweisen muß, damit eine Wechselwirkung
des Störwirbelpaars mit dem gealterten Flügelhauptwirbelpaar +/-
Γm mit Abstand hinter dem Flugzeug dazu führt, daß die Flügel
hauptwirbel vorzeitig zerfallen, d. h. ihre Struktur zerstört
wird. Weiterhin sind in Fig. 3 zwei Wertebereiche 14 und 15
eingetragen, die die Wirbelstärken Γp bekannter Verkehrsflugzeuge
unter Berücksichtigung nur des Rumpfwirbelpaars -/+Γ1 bzw. des
Rumpfwirbelpaars -/+Γ1 als auch des Leitwerkwirbelpaars -/+Γ2
andeuten. Dabei ist zu sehen, daß in aller Regel die Wirbel
stärke Γp unterhalb der Grenzlinie 12 liegt, d. h. unter Berück
sichtigung der Tatsache, daß negative Werte für -Γp/Γm aufge
tragen sind, zu groß ist. Um in den Wertebereich 11 zu gelangen,
ist es daher erforderlich, die Wirbelstärke Γp' zu einer Wirbel
stärke Γp' abzumindern. Die grundsätzlich auch mögliche Vergröße
rung des Abstands bp wäre nicht nur viel aufwendiger. Sie wäre
auch mit der grundsätzlichen Gefahr verbunden, daß sich das
Störwirbelpaar -/+Γp' mit dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γm vor
einer ausreichende Alterung des Flügelhauptwirbelpaars vereint.
Dies würde zwar zu einer gewissen Abschwächung der Wirbelstärke
des Flügelhauptwirbelpaars führen, aber nicht zu der gewünschten
grundsätzlichen Zerstörung der Struktur der Flügelhauptwirbel.
Um die modifizierte Wirbelstärke Γp' in den Wertebereich 11 gemäß
Fig. 3 zu bringen, werden bei dem neuen Verfahren Winglets
eingesetzt, um die Wirbelstärke Γ1 bis Γ3 mindestens eines der
Wirbelpaare zu reduzieren, die sich zu dem Störwirbelpaar -/+Γp
addieren. In den Fig. 4 und 5 ist die Anordnung eines Wing
lets 16 an einer Flügelspitze 5 des Höhenleitwerks 4 skizziert,
dessen Funktion in einer Reduzierung der Wirbelstärke des Leit
werkwirbelpaars -/+Γ2 gemäß Fig. 1 besteht. Das Winglet 16 wird
neben der Hauptströmung um das gesamte Flugzeug, die in Fig. 5
mit V angegeben ist von einer Ausgleichsströmung über die
Flügelspitze 5 des Höhenleitwerks 4 angeströmt, welche in Fig.
4 mit Pfeilen 17 angedeutet ist. Diese Ausgleichsströmung hat
ihre Ursache in dem den Leitwerksabtrieb 8 gemäß Fig. 1 bewir
kenden Druckverhältnissen am Höhenleitwerk 4, d. h. einem Über
druck an der Oberseite und einem Unterdruck an der Unterseite.
In Fig. 5 ist diese zusätzliche, induzierte Anströmung als Vi
eingetragen. Damit ergibt sich eine in Fig. 5 ebenfalls
eingetragene effektive Anströmung Va des Winglets 16, die um
einen Winkel α von der Hauptströmung V abweicht.
Fig. 6 skizziert, daß der durch die lokale Anströmung Va
hervorgerufene Auftrieb LW des Winglets 16 eine so starke
Vorwärtskomponente aufweist, daß der Strömungswiderstand DW des
Winglets 16 überkompensiert wird. Das heißt, es verbleibt ein
negativer induzierter Widerstand -D aufgrund des Winglets 16.
Dies bedeutet im Ergebnis, daß das Winglet 16 gemäß den Fig.
4 und 5 den Gesamtströmungswiderstand des Flugzeugs 1 nicht
erhöht sondern sogar absenkt und gleichzeitig die gewünschte
Reduzierung der Wirbelstärke des Leitwerkwirbelpaars -/+Γp
erbringt. Dies gilt entsprechend auch für die Winglets, deren
Anordnung im folgenden beschrieben wird. Bezüglich der konkreten
Bemessungen des Winglets 16 gemäß den Fig. 4 und 5 erweist
sich für seine Spannweite in Richtung seiner Haupterstreckung
quer zu der Symmetrieebene 7 ein auf die Halbspannweite des
Höhenleitwerks 4 normierter Wert in den Grenzen von 0,2 bis 0,2
als geeignet. Der Pfeilungswinkel des Winglets 16 sollte in den
Grenzen von 15° bis 40° liegen.
Fig. 7 zeigt schräg von hinten den Rumpf 2, einen Tragflügel 3
und ein Triebwerk 18 eines Flugzeugs 1, wobei ein Bildausschnitt
19 umrandet ist, dessen Inhalt in Fig. 8 separat und vergrößert
dargestellt ist. Fig. 8 skizziert die Anordnung von Winglets 20
am Rumpf 2 des Flugzeugs 1 hinter den Tragflügeln 3 und zwar im
Bereich einer Stromlinie 21, die dem in der Entstehung befind
lichen Rumpfwirbelpaar -/+Γ1 gemäß Fig. 1 zugeordnet ist. Die
Winglets 20 wirken dabei als Leitflächen auf die der Stromlinie
21 entsprechende Strömung und lenken diese so nach hinten um,
daß die Wirbelstärke des Rumpfwirbelpaars im gewünschten Sinne
reduziert wird.
Fig. 9 zeigt von unten, hinten den Rumpf 2, einen Tragflügel 3
und ein Triebwerk 18 eines Flugzeug 1, wobei wieder ein Bild
ausschnitt 22 markiert ist, der hier in Fig. 10 vergrößert
wiedergegeben ist. Fig. 10 zeigt die Anordnung eines Winglets
23 an dem Tragflügel 3 nahe einer Innenkante 25 einer Lande
klappe 24 an dem Tragflügel 3, um die Wirbelstärke eines
Klappenwirbelpaars zu reduzieren, welches bei ausgefahrener
Landeklappe 24 an der Innenkante 25 zur Entstehung kommt und
eine entgegengesetzte Drehrichtung zu der Drehrichtung des
Flügelhauptwirbelpaars +/-Γm gemäß Fig. 1 aufweist. Dieses
Klappenwirbelpaar geht in das Störwirbelpaar -/+Γp ein. Ent
sprechend muß seine Wirbelstärke berücksichtigt werden, wenn die
Wirbelstärke Γp in dem Wertebereich 11 gemäß Fig. 3 hineinge
bracht werden soll. Die Anströmung des Winglets 23 ist durch
einen Pfeil 26 angedeutet.
1
Flugzeug
2
Rumpf
3
Tragflügel
4
Höhenleitwerk
5
Flügelspitze
6
Flügelauftrieb
7
Symmetrieebene
8
Leitwerksabtrieb
9
Auftriebseinbruch
10
Wirbelgenerator
11
Wertebereich
12
Grenzlinie.
13
Grenzlinie
14
Wertebereich
15
Wertebereich
16
Winglet
17
Pfeil
18
Triebwerk
19
Bildausschnitt
20
Winglet
21
Stromlinie
22
Bildausschnitt
23
Winglet
24
Landeklappe
25
Innenkante
26
Anströmung
27
schraffierter Bereich
Claims (10)
1. Verfahren zum Reduzieren einer Wirbelstärke eines Flügel
hauptwirbelpaars hinter einem im Flug befindlichen Flugzeug mit
einer Symmetrieebene, zwei Tragflügeln, einem Rumpf und einem
Höhenleitwerk, wobei das Flügelhauptwirbelpaar im Bereich der
Flügelspitzen der Tragflügel entsteht, eine erste Drehrichtung
aufweist und im Nahfeld hinter dem Flugzeug absteigt, mit dem
Schritt:
Halten eines Störwirbelpaars, das zwischen dem Rumpf und den Flügelspitzen der Tragflügel entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel mit dem Flügelhauptwirbelpaar zu vereinen, und das eine der ersten Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im Nahfeld hinter dem Flugzeug in einem Höhenbereich der absteigenden Flügelhauptwirbel des Flügelhaupt wirbelpaars, indem die relative Wirbelstärke und/oder der relative Abstand des Störwirbelpaars jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar auf einen geeigneten Wert eingestellt wird,
dadurch gekennzeichnet, daß das Störwirbelpaar (-/+Γp) Anteile eines Rumpfwirbelpaars (-/+Γ1), das im Bereich des Übergangs der Tragflügel (3) zum Rumpf (2) entsteht, und eines Leitwerkwirbel paars (-/+Γ2), das im Bereich von Flügelspitzen (5) des Höhen leitwerks (4) entsteht, aufweist, und daß seine Wirbelstärke Γp mit mindestens einem Paar von Winglets (16, 20, 23) auf den geeigneten Wert reduziert wird.
Halten eines Störwirbelpaars, das zwischen dem Rumpf und den Flügelspitzen der Tragflügel entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel mit dem Flügelhauptwirbelpaar zu vereinen, und das eine der ersten Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im Nahfeld hinter dem Flugzeug in einem Höhenbereich der absteigenden Flügelhauptwirbel des Flügelhaupt wirbelpaars, indem die relative Wirbelstärke und/oder der relative Abstand des Störwirbelpaars jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar auf einen geeigneten Wert eingestellt wird,
dadurch gekennzeichnet, daß das Störwirbelpaar (-/+Γp) Anteile eines Rumpfwirbelpaars (-/+Γ1), das im Bereich des Übergangs der Tragflügel (3) zum Rumpf (2) entsteht, und eines Leitwerkwirbel paars (-/+Γ2), das im Bereich von Flügelspitzen (5) des Höhen leitwerks (4) entsteht, aufweist, und daß seine Wirbelstärke Γp mit mindestens einem Paar von Winglets (16, 20, 23) auf den geeigneten Wert reduziert wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das
Störwirbelpaar (-/+Γp) einen Anteil eines Klappenwirbelpaars, das
im Bereich der Innenkanten (25) eines Paars von Landeklappen
(24) an den Tragflügeln (3) entsteht, aufweist.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das
Störwirbelpaar (-/+Γp) einen Anteil eines Generatorwirbelpaars
(-/+Γ3), das durch eine Paar von Wirbelgeneratoren (6) mit der
ersten oder der zweiten Drehrichtung erzeugt wird, aufweist.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1, 2 oder 3, dadurch
gekennzeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (20) hinter
den Tragflügeln (3) am Rumpf (2) angeordnet wird.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekenn
zeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (16) an den
Flügelspitzen (5) des Höhenleitwerks (4) angeordnet wird.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (23) im Bereich
von Innenkanten (25) eines Paars von Landeklappen (24) an den
Tragflügeln (3) angeordnet wird.
7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekenn
zeichnet, daß zum Einstellen der Wirbelstärke des Störwirbel
paars (-/+Γp) auf den jeweils aktuell geeigneten Wert die aktive
Länge und/oder der Anstellwinkel (α) mindestens eines Paars der
Winglets (16, 20, 23) verändert wird.
8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekenn
zeichnet, daß die relative Wirbelstärke des Störwirbelpaars
(-/+Γp) auf einen Wert reduziert wird, der größer als 14%
bezogen auf die Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars (+/-Γm)
ist.
9. Flugzeug mit einer Symmetrieebene, zwei Tragflügeln, einem
Rumpf, einem Höhenleitwerk, und mit Mitteln zum Reduzieren der
Wirbelstärke eines Flügelhauptwirbelpaars, das bei dem im Flug
befindlichen Flugzeug im Bereich der Flügelspitzen der Trag
flügel entsteht, eine erste Drehrichtung aufweist und im Nahfeld
hinter dem Flugzeug absteigt, wobei die Mittel ein Störwirbel
paar, das zwischen dem Rumpf und den Flügelspitzen der Trag
flügel entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel mit
dem Flügelhauptwirbelpaar zu vereinen, und das eine der ersten
Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im
Nahfeld hinter dem Flugzeug in einem Höhenbereich der abstei
genden Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars halten,
indem sie die relative Wirbelstärke und/oder den relativen
Abstand des Störwirbelpaars jeweils bezogen auf das Flügelhaupt
wirbelpaar auf einen geeigneten Wert einstellen,
dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Reduzieren der
Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars (+/-Γm) mindestens ein
Paar von Winglets (16, 20, 23) aufweisen, um die Wirbelstärke
des Störwirbelpaars (-/+Γp) auf den geeigneten Wert zu redu
zieren,
wobei mindestens ein Paar der Winglets (16, 20, 23) hinter den
Tragflügeln (3) am Rumpf (2) oder an den Flügelspitzen (5) des
Höhenleitwerks (4) oder im Bereich von Innenkanten (25) eines
Paars von Landeklappen (24) an den Tragflügeln (3) angeordnet
ist.
10. Flugzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die
aktive Länge und/oder der Anstellwinkel (α) mindestens eines
Paars der Winglets (16, 20, 23) zum Einstellen der Wirbelstärke
des Störwirbelpaars (-/+Γp) auf den jeweils aktuell geeigneten
Wert veränderbar ist.
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102005025004B4 (de) * | 2005-06-01 | 2010-05-12 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Vorrichtung zum Abmindern der Zirkulation von Hauptwirbeln in Wirbelschleppen hinter Flugzeugen |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0130860D0 (en) * | 2001-12-22 | 2002-02-06 | Randell John E | Craft wing arrangement |
US6705567B2 (en) * | 2002-05-06 | 2004-03-16 | The Boeing Company | Tandem wing aircraft and method for manufacturing and operating such aircraft |
EP1515887A1 (de) * | 2002-06-26 | 2005-03-23 | McCarthy, Peter T. | Hocheffiziente randwirbelumkehrung und induzierte luftwiderstandsreduzierung |
US7121503B2 (en) * | 2002-09-30 | 2006-10-17 | Cordy Jr Clifford B | Better balanced canard airplane with forward engine |
US20040061025A1 (en) * | 2002-09-30 | 2004-04-01 | Cordy Clifford Bernard | Aerodynamics of small airplanes |
GB0326228D0 (en) * | 2003-11-10 | 2003-12-17 | Airbus Uk Ltd | Wing tip device |
US7475848B2 (en) * | 2003-11-11 | 2009-01-13 | Morgenstern John M | Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance |
US7661629B2 (en) * | 2004-02-20 | 2010-02-16 | The Boeing Company | Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex |
US7100875B2 (en) * | 2004-02-20 | 2006-09-05 | The Boeing Company | Apparatus and method for the control of trailing wake flows |
US8016244B2 (en) * | 2004-02-20 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Active systems and methods for controlling an airfoil vortex |
EP1746024B1 (de) * | 2005-07-22 | 2007-11-07 | Airbus Deutschland GmbH | Verfahren zur Steuerung eines Flugzeugs |
US7686253B2 (en) * | 2006-08-10 | 2010-03-30 | The Boeing Company | Systems and methods for tracing aircraft vortices |
US20090173838A1 (en) * | 2006-08-15 | 2009-07-09 | Walter Grill | Narrow Wing System for Airplanes |
US7927078B2 (en) * | 2007-07-12 | 2011-04-19 | General Electric Company | Wind turbine blade tip vortex breakers |
DE102008035978B4 (de) | 2008-07-31 | 2015-10-22 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Vorrichtung zum Platzenlassen von sich an überströmten Auf- oder Abtriebsflächen ausbildenden Wirbeln |
US9162755B2 (en) | 2009-12-01 | 2015-10-20 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Multiple controllable airflow modification devices |
US20110127383A1 (en) | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Guida Associates Consulting, Inc. | Active winglet |
DE102010008623A1 (de) | 2010-02-19 | 2011-08-25 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Anordnung von aerodynamischen Hilfsflächen für ein Luftfahrzeug |
GB201011843D0 (en) * | 2010-07-14 | 2010-09-01 | Airbus Operations Ltd | Wing tip device |
US20170088254A1 (en) * | 2011-03-10 | 2017-03-30 | RuiQing Hong | Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method |
WO2014204524A2 (en) * | 2013-02-05 | 2014-12-24 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Controllable airflow modification device periodic load control |
US10562613B2 (en) * | 2013-12-04 | 2020-02-18 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Adjustable lift modification wingtip |
US9893413B2 (en) * | 2014-12-11 | 2018-02-13 | Appareo Systems, Llc | Integrated, externally-mounted ADS-B device |
US20180297693A1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-10-18 | Facebook, Inc. | Wing and Propeller Design for Aircraft |
US11250847B2 (en) | 2018-07-17 | 2022-02-15 | Appareo Systems, Llc | Wireless communications system and method |
FR3140347A1 (fr) * | 2022-09-29 | 2024-04-05 | Dassault Aviation | Portion d'aéronef à trainée réduite |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4017041A (en) | 1976-01-12 | 1977-04-12 | Nelson Wilbur C | Airfoil tip vortex control |
GB2051706A (en) | 1979-06-19 | 1981-01-21 | British Aerospace | Aircraft wings |
DE3127257A1 (de) * | 1981-07-10 | 1983-01-27 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | "verfahren zur verminderung des induzierten widestandes eines auftriebserzeugenden tragfluegels sowie vorrichtung zu seiner durchfuehrung" |
US4569494A (en) | 1982-12-23 | 1986-02-11 | The Boeing Company | Pitch control of swept wing aircraft |
US4718620A (en) | 1984-10-15 | 1988-01-12 | Braden John A | Terraced channels for reducing afterbody drag |
US5230486A (en) | 1992-05-22 | 1993-07-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Underwing compression vortex attenuation device |
US6042059A (en) * | 1997-02-20 | 2000-03-28 | Continuum Dynamics, Inc. | System and method of vortex wake control using vortex leveraging |
US6082679A (en) * | 1997-06-26 | 2000-07-04 | The Boeing Company | Active system for early destruction of trailing vortices |
US6318677B1 (en) * | 1999-08-06 | 2001-11-20 | Charles J. Dixon | Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller |
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1999
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2000
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- 2000-10-20 GB GB0025739A patent/GB2355444B/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102005025004B4 (de) * | 2005-06-01 | 2010-05-12 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Vorrichtung zum Abmindern der Zirkulation von Hauptwirbeln in Wirbelschleppen hinter Flugzeugen |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2802173A1 (fr) | 2001-06-15 |
DE19950403C2 (de) | 2002-02-07 |
GB2355444A (en) | 2001-04-25 |
US6422518B1 (en) | 2002-07-23 |
FR2802173B1 (fr) | 2004-10-08 |
GB0025739D0 (en) | 2000-12-06 |
GB2355444B (en) | 2002-09-11 |
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