DE2726589C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Konfiguration nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Eine derartige Konfiguration ist aus der US-PS 25 76 981 bekannt. Nach der dortigen Lehre ist es bekannt, ein oder zwei flächige Korrektur-Flossen an Tragflügelenden anzu­ bringen, um sich aufbauende und den Strömungswiderstand erhöhende lokale Strömungen, und auch eine unerwünschte Strömung von der Unterseite des Tragflügels zur Oberseite im Bereich der Spitzen zu verhindern oder mindestens zu ver­ ringern. Nachteilig hat sich jedoch bemerkbar gemacht, daß alle diese Versuche bislang nur dazu geführt haben, solche unerwünschten lokalen Strömungen aufzuheben oder nur wenig zu verringern.

Der vorliegenden Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zu­ grunde, die eingangs genannte Konfiguration für Tragflügel­ enden derart zu verbessern, daß lokale Strömungen, die von der Hauptstromrichtung abweichen, nicht nur aufgehoben oder verringert sondern derart beeinflusst werden, daß sie zum Vortrieb beitragen, mindestens aber den durch lokale Strömungen bedingten Teil des Strömungswiderstandes weitmöglichst verringern. Die Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichnete Konfiguration gelöst. Die Erfindung geht dabei von der Erkenntnis aus, daß man eine bestimmte geometrische Anordnung der Korrektur-Flossen mit parallel zueinander verlaufenden Tangenten an die Skelettlinie an der Hinterkante der Korrektur-Flossen vorsieht und gleichzeitig die Profilkrümmung der Korrektur-Flossen vom Tragflügel weg kleiner werden lässt.

Im folgenden wird die Erfindung unter Hinweis auf die Zeichnung an Ausführungsbeispielen erläutert.

In den Zeichnungen zeigen:

Fig. 1 eine Korrektur-Flosse nach der Erfindung in Draufsicht;

Fig. 2 Schnitte nach den Linien A und B in Fig. 1.;

Fig. 3 eine Draufsicht auf die Spitze eines Flugzeugflügels mit Flügeltank und erfindungs­ gemäß angeordneten Korrektur-Flossen;

Fig. 4 eine Frontansicht der Darstellung nach Fig. 3;

Fig. 5 und 6 grafische Darstellungen, die weiter unten erläutert werden;

Fig. 7 schematisch eine verstellbar angeordnete Korrektur-Flosse;

Fig. 8 schematisch in Draufsicht einen Delta-Flügel mit erfindungsgemäßen Korrektur-Flossen;

Fig. 9 eine Frontansicht der Anordnung nach Fig. 8;

Fig. 10 eine perspektivische Ansicht eines Flugzeugflügels im Bereich seiner Spitze mit Korrektur-Flossen;

Fig. 11 und 12 schematische Draufsichten auf weitere Alternativlösungen; und

Fig. 13 eine schematische Frontansicht einer weiteren Ausführungsform der Erfindung.

Der in Fig. 1 und 2 dargestellte Gegenstand ist eine gemäß der Erfindung verwendbare Korrektur-Flosse 1, die in sich starr ist. Die Korrektur-Flosse 1 hat eine Wurzel 2 und eine Spitze 3; an der Wurzel 2 ist ein Ansatz 4 vorgesehen, der zur Befestigung der Korrektur-Flosse 1 an einem Flugzeugflügel dient.

Die Korrektur-Flosse 1 ist vom Bereich der Wurzel 2 bis zum Bereich der Spitze 3 als Tragflügel 11 ausgebildet; die Tangenten an die Skelettlinie 7 des Tragflügels 11 an der Hinterkante 5 liegen in einer gemeinsamen Ebene, und zwar über die gesamte Länge der Korrektur-Flosse 1. Die beiden Schnitte der Fig. 2 zeigen, daß die Tangente 6 an die Skelettlinie 7 an der Vorderkante 8 der Korrektur-Flosse 1 in der Ebene A einen relativ großen Winkel von etwa 20° mit der Ebene bildet, in der die Tangenten an die Skelettlinie 7 an der Hinterkante 5 liegen; erkennbar ist dieser Winkel in der Ebene B im Bereich der Spitze 3 erheblich kleiner, und zwar im gezeigten Beispiel etwa 3°. Dieser Winkel wird von der Wurzel 2 der Korrektur-Flosse 1 ausgehend zur Spitze 3 kontinuierlich kleiner.

Die Fig. 3 und 4 zeigen ein Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei welchem drei solche Korrektur-Flossen 1 an einem Tank 10 in der Flügelspitze eines herkömmlichen Flugzeug­ flügels 11 angeordnet sind.

Die Spur 12 zeigt den Weg einer lokalen Strömung, die nahe an der Oberfläche des Tragflügels 11 und des Tanks 10 wäh­ rend des Fluges auftritt. Dieser Pfad geht von der Unter­ seite des Tragflügels 11 aus, und hat sowohl nach hinten ge­ richtete als auch drehende Komponenten. Der Pfad führt nach oben und um die Wand des Tanks 10 herum und dann nach innen und hinten zum Tragflügel 11, wird aber durch die vorderste Korrektur-Flosse 1 abgelenkt, die diese Strömung in Richtung der Tangente exec 13 führt, welche ihrerseits an der Hinterkante der Korrektur-Flosse 1 an die Skelettlinie 7 des Profils gelegt ist. Die erste Korrektur-Flosse 1 ist so befestigt und gerichtet, daß diejenige Ebene, in welcher alle Hinter­ zur Relativbewegung zwischen der ungestörten Strömung und dem Tragflügel 11 liegt. Die ungestörte Strömung ist dabei eine Strömung solcher Richtung, wie sie vor dem Tragflügel 11 in solcher Entfernung herrscht, daß sie durch den Trag­ flügel 11 noch nicht verformt ist. In der Praxis ist die Einstellung der definierten Tangentenebene 13 im Bereich der Hinterkante der Korrektur-Flosse so gewählt, daß optimale Flugbedingungen in einem normalen Flugzustand entstehen, ohne daß dadurch in anderen Flugzuständen unerträgliche Bedingungen auftreten.

Man erkennt aus Fig. 3, daß die vorderste Korrektur-Flosse 1 eine Kraft in Richtung des Pfeiles 14 erfährt, und zwar in etwa der Weise, wie dies bei einem Segel eines Segelbootes in der Am-Wind-Stellung ist; auf diese Weise wird ganz offensichtlich mindestens ein Teil der an sich unerwünschten Spitzenströmung am Tragflügel zum Vortrieb verwendet, da die Zerlegung der gemäß Pfeil 14 angrenzenden Kräfte zeigt, daß es sich sowohl um eine Auftriebskomponente wie auch um eine Vortriebskomponente handelt. Die anderen zwei in den Fig. 3 und 4 dargestellten Korrektur-Flossen 1 wirken in ent­ sprechenden Bereichen der lokalen Strömung in ähnlicher Weise. Man erkennt, daß die Korrektur-Flossen 1 nicht nur gestaffelt angeordnet sind, um eine Störung ihrer Anströmung durch den Abstrom der davorliegenden Korrektur-Flossen 1 zu vermeiden, sondern auch um möglichst positive Auftriebs- und Vortriebsverhältnisse zu schaffen. Versuche mit solchen Anordnungen gemäß Fig. 3 und 4 mit drei Korrektur-Flossen 1 wurden mit solcher Anordnung durchgeführt, daß die hinterste Korrektur-Flosse 1 etwa auf 75% der Flügeltiefe angeordnet war und horizontal abstand, wie aus Fig. 4 erkennbar ist, wobei die vorderste Korrektur-Flosse 1 auf etwa 40% der Flügeltiefe des Tragflügels 11 angeordnet war und nach oben zeigte. Die dritte Korrektur-Flosse 1 war mittig zwischen den beiden anderen angebracht, und zwar sowohl hinsichtlich ihrer Lage bezüglich der Flügeltiefe des Tragflügels 11 als auch hinsichtlich der Neigungsstellung bezogen auf die beiden anderen Korrektur-Flossen 1. Wie die Fig. 3 und 4 zeigen, fließt der ganz nahe an der Oberfläche von Trag­ flügel 11 und Tank 10 liegende Teil der lokalen Strömung mit kleiner Krümmung, d.h. relativ scharf abgebogen um den Tank 10; dieser Teil der Strömung hat einen relativ großen Winkel mit Relativrichtung der Strömung und dem Tragflügel 11, weshalb eine starke Krümmung am Innenende der Korrektur- Flosse 1 erforderlich ist, um diesen Teil der Strömung in die gewünschte Richtung zu lenken.

Der Teil der lokalen Strömung, der durch die Spur 12 a dargestellt ist, ist weiter von den angeströmten Flächen entfernt und bildet einen kleineren Winkel mit der relativen Bewegungsrichtung zwischen Luft und Tragflügel 11; aus diesem Grunde braucht man im Bereich der Spitze 3 der Korrektur-Flosse 1 auch nur eine geringere Krümmung zum Richten der lokalen Strömung gemäß Spur 12 a.

Fig. 5 zeigt in graphischer Darstellung für drei verschie­ dene erfindungsgemäß ausgestaltete Flugzeugtragflügel 11 die unkorrigierten Strömungswiderstands-Koeffizienten gegen den Auftriebs-Koeffizienten oder -beiwert. Jeder der drei unter­ suchten Flugzeugtragflügel 11 trug einen spitzen Tank 10 gemäß Fig. 3 und 4; ein solcher Versuchstragflügel war mit drei Korrektur-Flossen 1 gemäß den Fig. 3 und 4 ausgestattet; ein Flügel 11 trug nur eine Korrektur-Flosse 1 in horizon­ taler Erstreckung und an einer Stelle von etwa 75% der Tragflügeltiefe von der Vorderkante aus gemessen und der dritte Flügel 11 hatte nur den Tank 10 an der Spitze und keinerlei Korrektur-Flossen 1. Da die Strömungswiderstands- Beiwerte nicht hinsichtlich weiterer Widerstandsbeiwerte wie Profilwiderstand und dergleichen korrigiert sind, ist der graphische Wert 0 zunächst einmal falsch. Im Bereich des Wertes 0 für den Auftrieb erhöhen die Korrekturwege den Widerstandsbeiwert außerordentlich stark um etwa 8 Wider­ standseinheiten pro Korrektur-Flosse 1. Dies ist nicht überraschend, da die Korrektur-Flossen 1 einmal gekrümmt sind und außerdem in solcher Winkelstellung montiert sind, wie man für einen Auftriebsbeiwert von etwa 0,7 benötigt.

Untersuchungen mit sichtbar gemachter Strömung bei einem Anstellwinkel des Tragflügels 11 von 0° zeigen eine ernst­ hafte Strömungsablösung an nahezu der ganzen inneren kon­ kaven Oberfläche der Korrektur-Flossen 1. Diese Ablösung verschwand aber sehr schnell mit steigendem Anstellwinkel, und bei Erreichen eines mittleren Auftriebsbeiwertes von 0,8 hatten die drei Korrektur-Flossen 1 pro Tank 10 den Wider­ standsbeiwert um 108 Einheiten verringert, während bei dem Tragflügel 11 mit nur einer einzigen Korrektur-Flosse 1 pro Tank 10 der Widerstandsbeiwert nur um 71 Einheiten ver­ ringert worden war.

Die Wirkung der Korrektur-Flossen 1 kann man beinahe noch besser aus Fig. 6 erkennen, in welcher auf der Abszisse das Quadrat des Auftriebs aufgetragen ist und auf der Ordinate die Differenz des Widerstands-Koeffizienten zwischen einem Zustand mit Auftrieb und einem Zustand mit Auftrieb 0. Die Darstellung zeigt, daß die Korrektur-Flossen 1 den Auftrieb­ abhängigen Strömungswiderstand erheblich senken; eine ein­ zige Korrektur-Flosse 1 steigerte den Wirkungsgrad des Tragflügels 11 um 23%, während drei Korrektur-Flossen 1 diesen Wirkungsgrad um 46% erhöhten.

In den Fig. 1 bis 6 sind Modelle von angeströmten Trag­ flügeln 11 dargestellt. Fig. 1 und 2 sind ungefähr im Maß­ stab 1 : 1; bei der dargestellten Korrektur-Flosse 1 war das Verhältnis von Flügellänge zu mittlerer Flügeltiefe etwa 3,5, das Verhältnis von Dicke zur Tiefe war etwa 0,15 und das Verjüngungsverhältnis etwa 0,4. Die Fig. 3 und 4 sind etwa im Maßstab 0,4 : 1 zu denken und die Fläche einer jeden Korrektur-Flosse 1 betrug etwa 0,6% der Fläche eines Flügels. Die Fig. 5 und 6 stellen graphische Darstellungen dieses Modells im Windkanal dar, wobei die Reynolds-Zahl 1,1×10⁶ bezogen auf die mittlere Flugzeugflügeltiefe war oder etwa 1,1×10⁵ bezogen auf die mittlere Tiefe der Korrektur- Flosse 1.

Fig. 10 zeigt eine andere Anwendung der Erfindung an der Spitze 3 des Tragflügels 11, und zwar von unten vorne außen her gesehen. Wegen der bautechnischen Schwierigkeiten, vier Korrektur-Flossen 41 bis 44 entsprechend fest an einer normalen Flügelspitze zu verankern, wurde die ursprüngliche Flügelspitze des Tragflügels 45 abgeschnitten und durch einen Verankerungskörper 46 ersetzt, in welchem die Befestigungs­ stummel 47 der Korrektur-Flosse verankert wurden. Selbst­ verständlich benötigt man einen solchen Verankerungskörper 46 nicht, wenn eine sichere Befestigung der Korrektur-Flosse ohne ihn möglich ist. Das Profil des Befestigungskörpers 46 ist derart gewählt, daß, wenn der Körper eingebaut ist, er dem Tragflügel ein Spitzenprofil gibt, das möglichst ähnlich dem Original ist. Der Rotationskörper 48 soll lediglich das Ende des Tragflügels 46 windschlüpfrig machen; es handelt sich also um eine Einrichtung zur Verhinderung von Wirbel­ bildung. Die Korrektur-Flossen 41 bis 44 sind so am Trag­ flügel 46 befestigt, daß die jeweiligen Hinterkanten 49 die Längslinie 50 des Flügels schneiden, welche ihrerseits tatsächlich die Mittellinie des Profils der Tragflügel­ spitze ist. In Versuchen hinsichtlich der Verringerung des Auftrieb-abhängigen Strömungswiderstandes des Tragflügels wurden die besten Ergebnisse erzielt, wenn aufeinander­ folgende Korrektur-Flossen winkelmäßig um 10 bis 20° um die Achse 50 zueinander versetzt waren. Außerdem war die Ver­ ringerung des Auftrieb-abhängigen Strömungswiderstandes dann am besten, wenn die ganze Anordnung aus Korrektur-Flossen als Ganzes etwa horizontal angeordnet war; dabei lagen also die Hinterkanten der Korrektur-Flossen 42 und 43 auf gegen­ überliegenden Seiten der Tragflügelebene und mit gleichem Winkel dazu geneigt. Es wurden Korrektur-Flossen mit Flügel­ längen bis zu 50% der Flügeltiefe im Bereich der Flügel­ spitze untersucht und die Ergebnisse waren dann am besten, wenn die Länge einer jeden Korrektur-Flosse etwa 25, genau 24% der Flügeltiefe im Bereich der Spitze war und wenn die Flügeltiefe c im Bereich des Ansatzes oder der Verankerung etwa 16% der Flügeltiefe C im Bereich der Tragflügelspitze entsprach, so daß die ganze Folge von Korrektur-Flossen eine Gesamttiefe von etwa mehr als C/2 hatte. Versuche haben weiterhin ergeben, daß mit einer größeren oder kleineren Anzahl von Korrektur-Flossen das Verhältnis der Summe der Einzeltiefen der einzelnen Korrektur-Flossen an ihrem Ansatz zur Tiefe des Tragflügels 45 im Bereich der Spitze immer noch zwischen etwa 1/2 und 3/4 liegen sollte, wobei auch gelegentlich ein Vergrößern dieses Wertes auf den Wert 1 vielversprechend war.

Eine Korrektur-Flosse der hier beschriebenen Art hat eine Krümmungsverteilung über ihre Länge, die nur für einen einzigen Anströmwinkel bezogen auf das ganze Flugzeug ein Optimum ist. Bei anderen Anströmwinkeln ist die Verdrehung der lokalen Strömung durch die Korrektur-Flosse teilweise durch den anderen Anströmwinkel bedingt und nicht nur durch die Krümmung. Dadurch ergibt sich eine Druckverteilung mit einem schärferen Maximum, wodurch die Gefahr einer Strömungs­ ablösung, insbesondere bei relativ hohen Geschwindigkeiten, im Bereich unterhalb der Schallgeschwindigkeit entsteht. Eine Krümmungsverteilung der Korrektur-Flossen über deren Länge, die sich mit dem Anströmwinkel für das Flugzeug ändert, wäre sicherlich eine Ideallösung, ist jedoch im Augenblick aus Kostengründen und auch Gewichtsgründen nicht vorgesehen.

Eine mögliche Alternativlösung hinsichtlich dieses problems besteht darin, die Korrektur-Flossen an der Tragflügelspitze um ihre Längsachsen drehbar anzuordnen; eine solche Lösung ist in Fig. 11 schematisch angedeutet. Die Längsachse der Korrektur-Flosse 20 steht im wesentlichen horizontal von der Flügelspitze 21 eines Flugzeugtragflügels 22 ab. Die Korrektur- Flosse ist auf einer Welle 23 befestigt, die ihrerseits mit Hilfe eines Motors 24 drehbar ist, wobei eine Steuereinrich­ tung 25 den Motor 24 nach Maßgabe des Flugzeug-Anström­ winkels verstellt. Der Grund dafür, warum eine solche Drehbarkeit die Korrektur-Flosse bei anderen als dem nor­ malen Anströmwinkel effektiver arbeiten läßt, liegen darin, daß eine ideale Veränderung der Krümmung der Korrektur- Flossen vom Ansatzpunkt zu deren Spitze sich mit dem An­ strömwinkel bezogen auf das ganze Flugzeug ändert. Eine Veränderung der Drehstellung der in sich starren Korrektur- Flosse ist damit eine Kompromiss-Lösung zwischen einem hohen Vortrieb (niedrigem Strömungswiderstand) einerseits und einfachem Bau einer Korrektur-Flosse.

Eine Alternative zu diesem Problemkreis ist, die Korrektur- Flossen so an der Tragflügelspitze zu befestigen, daß sie in ihrer Längsrichtung einfahrbar bzw. ausfahrbar sind. Ein solches Ausfahren bzw. Einziehen unterstützt die Korrektur- Flossen bei der Anpassung an den Anströmwinkel besser als dies bei festmontierten Korrektur-Flossen möglich ist, weil bei an der Tragflügelspitze montierter Korrektur-Flosse die Variation der Krümmung vom Ansatzpunkt zur Spitze mit ab­ nehmendem Anströmwinkel abnimmt, was auch für die Entfernung von dem Ansatzpunkt gilt, über welcher ein brauchbarer Vortrieb erzeugt werden kann. Durch Einziehen eines Teils der Korrektur-Flosse in die Tragflügelspitze bei Verringe­ rung des Anströmwinkels des Flugzeuges bzw. bei Ausfahren der Korrektur-Flosse aus der Tragflügelspitze bei steigendem Anströmwinkel kann man die Profilkrümmung der Korrektur- Flosse nahezu an die örtlichen Strömungsrichtungen anpassen. Eine solche Lösung ist schematisch in Fig. 12 angedeutet, gemäß welcher die Korrektur-Flosse 30 auf eine Art Zahn­ stange 31 in seiner Achsrichtung montiert ist, und ein vom Motor 32 betätigtes Zahnrad die axiale Verstellung der Korrektur-Flosse relativ zur Spitze des Tragflügels bewirkt. Wieder ist schematisch eine Steuereinrichtung 33 angedeutet, die den Motor 32 nach Maßgabe des Anströmwinkels verstellt. Durch diesen Antrieb 31, 32 kann die Korrektur-Flosse 30 zwischen der gezeigten und vollständig ausgefahrenen Stellung und einer voll eingefahrenen Stellung verstellt werden, in welcher letzterer die Korrektur-Flosse 30 vollständig in einer Tasche 34 im Flügel 35 ist.

Eine weitere Möglichkeit für viele Korrektur-Flossen an einem gemeinsamen Lagerkörper von der Art, wie dies etwa in den Fig. 3 und 4 dargestellt ist, besteht darin, den Verankerungskörper bzw. Flügel der Korrektur-Flossen um eine Längsachse drehbar zu lagern, wie dies in Fig. 13 schematisch dargestellt ist. Der die drei Korrektur-Flossen 61, 62 und 63 tragende Körper 60 an der Spitze eines Flugzeugflügels 67 ist um seine zur Längsachse des Flugzeugs etwa parallele Mittelachse 64 drehbar; zur Verdrehung dient ein Motor 65, der seinerseits wieder von einer Einrichtung 66 betätigt wird, die auf den Anströmwinkel des Flugzeugs selber anspricht. Die Korrektur-Flossen 61 bis 63 sind mit ausgezogenen Linien in derjenigen Stellung gezeigt, die z.B. für normale Flugverhältnisse gilt. Bei hohem Auftrieb könnte der Motor 65 dann den Körper 60 um etwa 75° so drehen, daß die Korrektur-Flossen die strichpunktiert angedeutete Lage einnehmen.

Eine weitere Alternativmöglichkeit ergibt sich, wenn man beachtet, daß der Winkel der örtlichen Strömungsrichtung zu dem Winkel der freien Strömung, dargestellt als Teil der Korrektur-Flossenanströmung, sich regelmäßig mit der Ent­ fernung vom Tank 10 ändert. Wenn also die Korrektur-Flossen schwenkbar gelagert wären, dann könnte man den Schwenkwinkel mit der Strömungsrichtung in solcher Art ändern, daß die tatsächliche Länge der Korrektur-Flosse, d.h. ihre Höhe über dem Tragflügel, die richtige Krümmung hat, und zwar von einem Ende bis zum anderen. Wenn die Flugzeuggeschwindig­ keit größer wird, wird der Anströmwinkel kleiner und die Korrektur-Flossen können noch stärker verschwenkt werden. Aus für den Fachmann erkennbaren Gründen darf natürlich der Schwenkwinkel nicht zu extrem sein.

Fig. 7 zeigt eine Möglichkeit der schwenkbaren Anordnung einer Korrektur-Flosse. Die Korrektur-Flosse 71 läßt sich um eine - senkrecht zur papierebene verlaufende - Achse 72 mittels Motor 73 drehen; die am meisten ausgefahrene Position entspricht einem Schwenkwinkel von etwa 30°, wie ausgezogen dargestellt und der andere Extremwert ist etwa 70°, wie strichpunktiert gezeigt ist.

Der nach vorne gerichtete Auftrieb (Vortrieb) solcher Korrektur-Flossen wird dann ein Maximum sein, wenn die Fluggeschwindigkeit niedrig ist, und der Anströmwinkel groß, da die Korrektur-Flossen einen Schub erzeugen sollten, der proportional zum Auftrieb-abhängigen Strömungswiderstand des Flugzeuges ist. Zur Verstellung des Schrägwinkels kann man auch einen einfachen Federantrieb verwenden.

Das Prinzip der erfindungsgemäßen Korrektur-Flossen kann in nahezu allen Fällen angeströmter Körper verwendet werden, wenn örtliche Strömungen einen Winkel mit der Richtung der allgemeinen Anströmung bilden. So kann z.B. dieses Prinzip angewendet werden, wenn Wirbelströmungen an dünnen Trag­ flügeln entstehen. Man denke einmal an einen sehr schlanken Tragflügel mit mäßig scharfen Vorderkanten. In diesem Falle entstehen mit Ausnahme des Falles kleiner Anströmwinkel zwei spiralige Wirbelbereiche, die an den Vorderkanten ihren Ursprung haben. Solche Wirbelbereiche bringen erhebliche Änderungen der örtlichen Strömungsrichtungen hinter der Tragflügelvorderkante. Wenn nun gemäß den Fig. 8 und 9 im Bereich der Hinterkanten des Tragflügels, beispielsweise unmittelbar an der Hinterkante, vertikale Korrektur-Flossen 74 errichtet werden, die im Kern des Spiralwirbels stehen, dann ergibt sich eine bemerkenswerte seitliche Verschiebung der Strömungen, beginnend von nach außen gerichteten Strö­ mungen im Bereich nahe der Tragflügeloberfläche bis zu einer nach innen gerichteten Strömung oberhalb des Kerns der­ selben; die Korrektur-Flossen haben also aufgrund ihrer Gestalt die Tendenz, den zuvor schraubenlinienformigen Wirbel aufzuwickeln und gewissermaßen parallel zu richten; dabei entsteht ein Schub, der ein beachtliches Teil des Strömungswiderstandes sein kann, der durch den Wirbel be­ dingt ist. Obwohl der Maßstab der Figuren dies nicht klar erkennen lassen kann, könnten Korrektur-Flossen der in Fig. 8 und 9 gezeigten Art eine Krümmung oder Anstellung in einer Richtung am Ansatzpunkt der Korrektur-Flosse haben, und beim richtungsmäßigen Fortschreiten vom Tragflügel weg geht diese Krümmung zuerst einem Maximum zu, fällt dann auf 0 im Be­ reich des Kerns der Wirbelströmung und steigt dann im ent­ gegengesetzten Sinne wieder an, worauf die Krümmung im Bereich der Spitze der Korrektur-Flosse wieder auf 0 geht.

Wenn man die Korrektur-Flossen um die Stelle schwenkbar macht und auch schwenkt, die der Krümmung 0 im Querschnitt entspricht und der Mitte des Wirbels zugeordnet ist, dann kann man damit praktisch die Krümmungsverteilung an die Geometrie des Wirbels, der auszulösen ist, anpassen, wenn die Anströmrichtung an den Flügeln sich ändert. Die Quer­ verschiebung der "Mittellinie" bzw. des Kerns des Wirbels mit der Änderung der Anströmung ist wahrscheinlich nur ein zweitrangiger Effekt. Selbstverständlich ist es auch hier so, daß ein kleiner Winkel in der Anströmrichtung der am stärksten verschwenkten Stellung der Korrektur-Flossen ent­ spricht, was sich aus gemeinsamer Betrachtung der Verhält­ nisse ergibt, die unter Hinweis auf die Fig. 7 einerseits und die Fig. 8 und 9 andererseits erörtert wurden. Die bisherige Erläuterung der Erfindung zeigt, daß die Erfindung keineswegs auf die beschriebenen Beispiele beschränkt ist, sondern da generell anwendbar ist, wo angeströmte gewölbte Flächen die erläuterten Schwierigkeiten mit sich bringen. Zum Beispiel ist die Erfindung nicht nur bei Korrekturen von lokalen Strömungen an ganzen Flugzeugtragflügeln einsetzbar, sondern auch zur Korrektur von lokalen Strömungen an gegenüber einem Haupttragflügel bewegbaren Hilfstragflügeln, z.B. den über die ganze Tragflügellänge gehenden Landeklappen bei größeren Flugzeugen. In solchen Fällen können die Korrektur-Flossen an solchen den Gesamtauftrieb vergrößernden Teiltragflügeln an ihren Außenenden angebracht werden, oder am Haupttrag­ flügel im Bereich von deren Ende, d.h. kurz vor dem strömungs­ mäßig gesehenen Beginn des zusätzlich ausfahrbaren Trag­ flügelteils. Selbstverständlich ist es auch möglich, daß man hier die Korrektur-Flossen nur dann wirken läßt, wenn solche zusätzlichen Tragflügelteile wirksam sind; in diesem Falle kann man die Korrektur-Flossen beispielsweise ein­ fahrbar gemäß Fig. 12 ausbilden.

Die Erfindung läßt sich auch bei feststehenden und ange­ strömten Tragflügeln anwenden, z.B. den Tragflügeln von Windmühlen oder den tragenden Flächen von Tragflügelbooten, bei entsprechend gestalteten Wasserrädern und anderen dreh­ baren Tragflügeln, z.B. an den Tragflügeln von Hubschraubern ebenso wie beispielsweise an den flügelartig ausgebildeten aerodynamischen Korrektur-Flossen an Rennwagen.

Bei Hubschraubern kann die Erfindung besonders zweckmäßig dazu verwendet werden, die Wirkungen derjenigen Wirbel zu vermindern, die sich hinter jedem Tragflügel bilden und die insbesondere beim Sinkflug des Hubschraubers in bekannter Weise technisch problematisch sind. Eine weitere Wirkung des "Richtens" oder Aufwickelns von unerwünschten lokalen Strö­ mungen bzw. Wirbeln besteht darin, daß nicht nur der Auftriebs­ bedingte Strömungswiderstand verringert wird, sondern auch die Energie verringert wird, die in den Hinterkantenwirbeln steckt, wodurch solche Wirbel schneller aufgelöst werden. Man denke daran, daß es auf diese Weise durch Einsatz der Erfindung gelingen kann, wegen der schnelleren Auflösung von Abreißwirbeln Flugzeuge mit geringerer Distanz hinter­ einander fliegen zu lassen, was erhebliche positive Wir­ kungen auf den Flugbetrieb insbesondere in der Nähe von Flughäfen hat. Eine Verringerung der Energien in den Spitzen­ wirbeln an Flugzeugen ist auch da nützlich, wo Flugzeuge zum Besprühen oder Düngen von Äckern und dergleichen im Tiefflug eingesetzt werden.

Claims (12)

1. Konfiguration für Tragflügelenden, umfassend mindestens zwei, in Anströmrichtung gesehen einen Winkel einschließende, Korrektur-Flossen mit Tragflächenprofil, welche derart verwunden sind, daß sich ihre Anstellung zur freien, ungestörten Strömung von der Wurzel zur Spitze kontinuierlich ändert, dadurch gekennzeichnet, daß alle Tangenten an die Skelettlinie (7) an der Hinterkante (5) der Korrektur-Flossen (1, 20, 30, 41-44, 61-63, 71, 74) zueinander parallel verlaufen, und daß die Profilkrümmung der Korrektur-Flossen vom Tragflügel (11, 22, 35, 45, 67) weg kleiner werden.

2. Konfiguration nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Korrektur-Flossen (1) in ihrer Längsrich­ tung aus dem Tragflügel (11) aus- und in diesen einfahrbar sind.

3. Konfiguration nach Anspruch 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Korrektur-Flossen (1) um eine zur Langs­ achse des Flugzeugs etwa parallele Mittelachse (64) ver­ drehbar sind.

4. Konfiguration nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Profilkrümmung der Korrektur-Flossen (1) im Bereich der Wurzel (2) stark ist, von der Wurzel (2) aus­ gehend auf Null geht und im Bereich der Spitze (3) entgegen­ gesetzt gekrümmt ist.

5. Konfiguration nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Profilkrümmung nach dem Null-Durchgang und dem Übergang in die entgegengesetzte Richtung wieder kleiner wird und an der Spitze (3) der Korrektur-Flossen (1) auf Null zurückgeht.

6. Konfiguration nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Tangenten mindestens in einem Betriebs­ zustand des Tragflügels (11) parallel verlaufen.

7. Konfiguration nach Anspruch 6, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Korrektur-Flossen (1) am Tragflügelende auf einer Schraubenlinie angeordnet sind, deren Drehrichtung derjenigen des Randwirbels entgegengesetzt ist.

8. Konfiguration nach Anspruch 7,dadurch gekenn­ zeichnet, daß jede Korrektur-Flosse (1) eine Länge von weniger als der halben Flügeltiefe des Tragflügels (11) im Bereich der Flügelspitze hat, und daß die Summe der Flügel­ tiefen der Korrektur-Flossen (1) im Bereich der Tragflügel­ spitze etwa gleich der Hälfte bis Dreiviertel der Flügel­ tiefe des Tragflügels (11) im Bereich der Spitze sind.

9. Konfiguration nach Anspruch 8, dadurch gekennzeich­ net, daß die Flügeltiefe einer jeden Korrektur-Flosse (1) etwa 10 bis 20, vorzugsweise 16% der Flügeltiefe des Trag­ flügels (11) im Bereich der Spitze ist.

10. Konfiguration nach Anspruch 9, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Winkel zwischen aufeinanderfolgenden Korrektur-Flossen (1) in Anströmrichtung gesehen, zwischen 10 und 20°, zweckmäßig bei 15°, liegen.

11. Konfiguration nach Anspruch 10, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die mittleren Korrektur-Flossen (1) etwa in Richtung der Längsachse des Tragflügels (11) verlaufen.

12. Konfiguration nach Anspruch 11, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die mittleren Korrektur-Flossen etwa im rechten Winkel zur Längsrichtung des Tragflügels (11) ver­ laufen.