DE3127257A1

DE3127257A1 - Method for reducing the induced drag of a lift-generating wing and a device for carrying it out

Info

Publication number: DE3127257A1
Application number: DE19813127257
Authority: DE
Inventors: Wolfgang Dipl.-Ing. 2870 Delmenhorst Brix
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke 2800 Bremen GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1981-07-10
Filing date: 1981-07-10
Publication date: 1983-01-27

Abstract

In the case of a method for reducing the induced drag of a lift-generating wing (aerofoil) which causes free angles on the wing, the vortex flow is disturbed in a deliberate manner in that additional bodies are arranged on the wing in the region where the vortices are created. At the same time, artificial vortices are produced at discrete points on the wing with the aid of the additional bodies, the rotation direction of which vortices is in each case in the opposite direction to that of the free vortex located at the same position along the span. Their vortex intensities are in this case controlled such that they are at least approximately the same as that of the free vortex at the same point along the span. A device is used for carrying out the method, in the case of which device vortex generators in the form of flow apparatuses having an air throughput are arranged on the wing, which flow apparatuses in each case have a spin-generating, adjustable air-guidance system in their interior. <IMAGE>

Description

Verfahren zur Verminderung des induzierten Widerstandes eines auftriebs-Method for reducing the induced drag of a buoyancy

erzeugenden Tragflügels sowie Vorrichtung zu seiner Durchführung Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verminderung des infolge des Auftretens freier Wirbel induzierten Widerstandes eines aufiriebserzeugenden Tragflügels, bei dem im Bereich der Wirbelentstehung angeordnete Zusatzkörper die Wirbelströmung gestört wird. Ferner betrifft sie eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens.generating wing and device for its implementation Invention relates to a method for reducing the freer as a result of the occurrence Vortex induced drag of a drag-generating wing in which Additional bodies arranged in the area of the vortex formation disrupt the vortex flow will. It also relates to a device for carrying out this method.

Der induzierte Widerstand eines Tragflügels läßt sich, vereinfacht gesehen, auf die Ausgleichsströmung zwischen dem Gebiet hohen Drucks, d.h. der Profilunterseite , und dem Gebiet niedrigen Drucks, d.h. der Profiloberseite, an den Enden des Tragflügels zurückführen. Diese Ausgleichsströmung führt zur Bildung von Wirbeln hinter den Tragflügelenden. Letztere induzieren ihrerseits ein Strömungsfeld, das in Tragflügelnähe zu Abwärtsgeschwindigkeiten führt, die über eine Änderung der effektiven Anströmrichtung für das Profil und eine daraus resultierende Rückwärtsneigung der ins- gesamt auf das Profil wirkenden Kraft den induzierten Widerstand bewirken.The induced drag of a wing can be simplified seen, on the equalization flow between the area of high pressure, i.e. the underside of the profile , and the low pressure area, i.e. the profile top, at the ends of the wing lead back. This equalizing flow leads to the formation of eddies behind the Wing ends. The latter in turn induce a flow field that is close to the wing leads to downward velocities that change the effective flow direction for the profile and the resulting backward inclination of the total force acting on the profile cause the induced drag.

Um den durch den induzierten Widerstand des Tragflüoels verursachten Leistungsverlust zu vermindern, ist es bereits bekannt, Flugzeuge an den Flügelenden mit Endscheiben, besonders geformten Zusalzflügeln (winglets) oder auch mit stromlinienförmigen Flügelspitzentanks (tip tanks) zu versehen. Darüber hinaus ist es aus der DE-OS 29 o5 555 bekannt, an den Flügelenden stromlinienförmig ausgebildete rotierende Körper anzuordnen, deren Drehachse in etwa parallel zur Profilsehne des Flügels liegt.To the caused by the induced drag of the hydrofoil To reduce power loss, it is already known to aircraft at the wing tips with end caps, specially shaped winglets or with streamlined ones Tip tanks to be provided. In addition, it is from the DE-OS 29 o5 555 known, rotating at the wing tips streamlined To arrange the body, the axis of rotation approximately parallel to the chord of the wing lies.

Weiterhin ist es für den gleichen Zweck bereits bekannt ( J Aircraft, Vol. 6, No. 5, 1969, S. 392 -*397), Propeller an den Flügelenden anzuordnen. Ferner ist es in diesem Zusammenhang bereits bekannt (NASA SP-372, 1974), an den Flügelenden Zweikreis-Sirahltriebwerke anzuordnen, wobei in dieser Veröffentlichung vorgeschlagen wird, dem Gebläse-Auslaß (fan-exhaust) eine Vordrehung zu erteilen, deren Drehsinn demjenigen des freien Wirbels entgegengerichtet ist.Furthermore, it is already known for the same purpose (J Aircraft, Vol. 6, No. 5, 1969, p. 392 - * 397) to arrange propellers on the wing tips. Further it is already known in this context (NASA SP-372, 1974), on the wing tips To arrange two-circuit Sirahltriebwerke, being proposed in this publication is to give the blower outlet (fan exhaust) a pre-rotation, the direction of rotation is opposite to that of the free vortex.

Schließlich ist es bekannt (NASA SP-409, 1976)an an den Flügelenden zylindrische Drehkörper mit einer zentrischen Durchgangsöffnung anzuordnen, die eine Vermischung des freien.Wirbels mit der durch den Drehkörper strömenden Luft und damit die Auflösung des Wirbels bewirken sollen. In diesem Zusammenhang wird auch eine Anordnung beschrieben, bei der im Interesse einer besseren Vermischung im Drehkörper zusätzliche Leitschaufeln angeordnet sind, um einen entgegengesetzten Drall zu erzeugen.Finally, it is known (NASA SP-409, 1976) on at the wing tips to arrange cylindrical rotating body with a central through opening, the mixing of the free vortex with the air flowing through the rotating body and thus should cause the eddy to dissolve. In this context, will also described an arrangement in which, in the interests of better mixing Additional guide vanes are arranged in the rotating body, around an opposite one To generate twist.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren anzugeben, durch das für jeden Fiugzustand der induzierte Widerstand des Tragflügels auf ein Minimum reduziert wird. Weiterhin soll durch die Erfindung eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens bereitgestellt werden.The object of the invention is to provide a method by which for every flight condition the induced drag of the wing is reduced to a minimum will. Furthermore, the invention is intended to provide a device for performing this Procedure are provided.

Die Erfindung löst die erste Aufgabe durch ein Verfahren mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1. Dadurch, daß die Stärke der er- zeugten künstlichen Wirbel in Abhängigkeit von den jeweils herrschenden Flugbedingungen und damit den unterschiedlichen Anströmbedingungen für den Tragflügel variiert wird, ist eine optimale Anpassung der Wirbelerzeugung und damit eine Minimierung des induzierten Tragflügelwiderstandes möglich.The invention solves the first object by a method with the characterizing Features of claim 1. The fact that the strength of the fathered artificial eddy depending on the prevailing flight conditions and thus the different flow conditions for the wing is varied, is an optimal adaptation of the vortex generation and thus a minimization of the induced Wing resistance possible.

Die zweite Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 3 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen dieser Vorrichtung, sowohl im Hinblick auf eine optimale Wirksamkeit als auch im Hinblick auf einen möglichst einfachen Aufbau, sind in den weiteren Ansprüchen 4 bis 13 wiedergegeben. Dabei betrifft insbesondere der Anspruch 13 eine Anordnung, bei der über die Minimierung des.induzierten Widerstandes hinaus ein weiterer positiver Effekt dadurch erzielt wird, daß an den Flügelenden Aufwärtsgeschwindigkeiten erzielt werden, wodurch die aerodynamischen Eigenschaften weiter verbessert werden.The second task is performed by a device with the characteristic Features of claim 3 solved. Advantageous developments of this device, both in terms of optimal effectiveness and in terms of one The simplest possible structure are reproduced in the further claims 4 to 13. In particular, claim 13 relates to an arrangement in which the minimization des.induzierten resistance also achieved a further positive effect is that upward speeds are achieved at the wing tips, whereby the aerodynamic properties can be further improved.

Im folgenden soll die Erfindung anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert werden. Es zeigen jeweils in schematischer Darstellung: Fig. 1 einen ersten Tragflügel in perspektivischer Darstellung, Fig. 2 den Tragflügel gemäß Fig. 1 mit einer Vorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens, Fig. 3 und Fig. 4 Darstellungen gemäß den Fig. 1 und 2 für einen zweiten Tragflügel, Fig. 5 einen Teil einer ersten Vorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens, Fig. 6 die Anordnung gemäß Fig. 5 in perspektivischer Darstellung, Fig. 7 einen Teil einer zweiten Vorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens und Fig. 8 ein Tragflügelende mit einer Vorrichtung gemäß Fig. 7.In the following, the invention will be illustrated with reference to in the drawing Embodiments are explained in more detail. They each show in schematic Representation: FIG. 1 shows a first airfoil in a perspective representation, FIG. 2 shows the wing according to FIG. 1 with a device for carrying out the invention Method, FIGS. 3 and 4 representations according to FIGS. 1 and 2 for a second Hydrofoil, FIG. 5 shows a part of a first device for carrying out the invention Method, FIG. 6 the arrangement according to FIG. 5 in a perspective illustration, FIG. 7 shows part of a second device for carrying out the method according to the invention and FIG. 8 shows a wing end with a device according to FIG. 7.

in den Figuren sind gleiche Bauteile mit gleichen Bezugszeichen versehen.In the figures, the same components are provided with the same reference numerals.

Bei dem in Fig. 1 gezeigten Tragflügel 1 ist der theoretische Extremfall einer absolut konstanten Verteilung der Zirkulation g(y) über die gesamte Spannweite b des Tragflügels 1 angenommen (Fig. lb), der mit der konstanten Geschwindigkeit ## angeströmt wird. Dieser Verteilung entspricht ein sogenannter Hufeisenwirbel, der sich aus einem "gebundenen".In the case of the wing 1 shown in FIG. 1, the theoretical extreme case is an absolutely constant distribution of the circulation g (y) over the entire span b of the wing 1 assumed (Fig. Lb), the constant speed ## is flowed against. This distribution corresponds to a so-called horseshoe vortex, which results from a "bound".

Wirbel #9 am Tragflügel 1 sowie aus zwei "freien" wirbeln #f, #f' zusammensetzt.Vortex # 9 on wing 1 and from two "free" vortices #f, #f ' composed.

Letztere weisen von den Tragflügelenden aus nach hinten, entgegengesetzt zur Flugrichtung x, und besitzen die gleiche absolute Zirkulation wie der gebundene Wirbel flg Die Stärke des Wirbels ist dabei abhängig vom jeweiligen Flugzustand.The latter point from the wing ends to the rear, opposite to the direction of flight x, and have the same absolute circulation as the bound Vortex flg The strength of the vortex depends on the current flight condition.

Zur Verminderung des negativen Einflusses, den die freien Winkel Pf, Pf' auf die aerodynamischen Eigenschaften des Tragflügels 1 in Form eines induzierten Widerstandes ausüben, sind an den Flügelenden Wirbelerzeuger 2 bzw. 3 angebracht (Fig. 2). Diese Wirbelerzeuger 2, 3 auf deren Aufbau im folgenden noch näher eingegangen wird, liefern Wirbelströmungen der Zirkulation P p deren Drehsinn jeweils demjenigen der freien Wirk' k bei #f, #f, entgegengesetzt ist. Erfindungsgemäß werden die Wirbelerzeuger dabei so gesteuert, daß die künstlich erzeugten Wirbel #k, #k' stets in etwa die gleiche Wirbelstärke (Zirkulation) wie die jeweils zugehörigen freien Wirbel rf, rf' aufweisen und die diese somit weitgehend kompensieren, so daß der induzierte Widerstand des Tragflügels 1 auf ein Minimum zurückgeht.To reduce the negative influence that the free angles Pf, Pf 'on the aerodynamic properties of the wing 1 in the form of an induced Exercise resistance, vortex generators 2 and 3 are attached to the wing tips (Fig. 2). These vortex generators 2, 3 will be discussed in greater detail below on their structure , eddy currents supply the circulation P p whose direction of rotation is in each case to the one the free action at #f, #f, is opposite. According to the invention, the vortex generators controlled in such a way that the artificially generated vortices #k, #k 'are always approximately the same vortex strength (circulation) as the corresponding free vortex rf, rf 'and thus largely compensate for this, so that the induced Resistance of the wing 1 is reduced to a minimum.

Die in Fig. 3 gezeigte Zirkulationsverteilung r(y) entspricht dem in der Praxis auftretenden Normalfall, in der die Zirkulationsverteilung über die Flügeibreite variiert. Der Maximalwert der Zirkulation Pmax kann dabei angenähert als aus den Einzelkomponenten #1 bis #3 zusammengesetzt angenommen werden. Dementsprechend ist der Tragflügel auf jeder Flügelhäfte jeweils mit mehreren Wirbelerzeugern 5, 6, 7 bzw. 8, 9, 10 versehen, die an diskreten Punkten im Bereich zwischen Tragflügelmitte und den Flügelenden angeordnet sind. Dabei sind hier die einzelnen Wirbelerzeuger so angeordnet und werden in Abhängigkeit vom jeweiligen Flugzustand so angesteuert, daß sie die Verteilung der Wirbelstärke der freien Wirbel über der gesamten Spannweite approximieren, so daß die von ihnen produzierten künstlichen Wirbel rik bis P 3k bzw. P bis P 1k 3k 1k 3k die jeweils zugehörigen freien Wirbel in etwa kompensieren und so den induzierten Widerstand -des Tragflügels 4 auf ein Minimum absenken.The circulation distribution r (y) shown in FIG. 3 corresponds to this Normal case occurring in practice, in which the circulation distribution over the Flight width varies. The maximum value of the circulation Pmax can be approximated are assumed to be composed of the individual components # 1 to # 3. Accordingly is the wing on each wing half with several vortex generators 5, 6, 7 or 8, 9, 10, which are provided at discrete points in the area between the center of the wing and the wing tips are arranged. Here are the individual vortex generators so arranged and depending on the respective Flight condition controlled so that they the distribution of the vortex strength of the free vortices over the approximate the entire span so that the artificial Eddy rik to P 3k or P to P 1k 3k 1k 3k the respective free vortices approximately compensate and so the induced drag of the wing 4 on Lower the minimum.

Bei den in den Figuren 5 bis 8 dargestellten Wirbelerzeugern 11 bzw. 12 handelt es sich um zwei verschiedene Typen, die als Gemeinsamkeit jedoch jeweils ein verstellbares drallerzeugendes Luftleitsystem 13 bzw. 14 aufweisen. Die Figuren 5 bzw. 6 zeigen ein Strahltriebwerk 15 beliebiger Bauart, dessen Abgasstrahl vor Austritt aus der Düse 16 mit Hilfe des Luftleitsystems ein Drall erteilt wird, dessen Drehsinn demjenigen des freien Wirbels P am Ort des Wirbelerzeugers 11 engegengerichtet ist.In the vortex generators 11 or 12 are two different types, but each has a common feature have an adjustable swirl-generating air guide system 13 and 14, respectively. The figures 5 and 6 show a jet engine 15 of any design, the exhaust gas jet before Exit from the nozzle 16 with the help of the air control system is given a twist, the Direction of rotation that of the free vortex P at the location of the vortex generator 11 is directed in the opposite direction is.

f Infolge der Verstellbarkeit des drallerzeugenden Luftleitsystems 13, realisiert durch verstellbare Leitschaufeln, läßt sich die Stärke des Dralls bzw. die Zirkulation der austretenden Strömung variieren, so daß sie den unterschiedlichen Flugzuständen und den daraus sich ergebenden unterschiedlichen Anströmbedingungen des Tragflügels angepaßt werden kann. Die Verstellmöglichkeiten der Leitschaufeln sind im Fall des hier beschriebenen Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung so ausgelegt, daß der Umlenkwinkel der Strömung, d.h. der Winkel zwischen der Axialkomponente Cx und der Umfangskomponente Cu der Strömungsgeschwindigkeit c in einem Winkelbereich von etwa 0 bis 60° variiert werden kann. f As a result of the adjustability of the swirl-generating air control system 13, realized by adjustable guide vanes, the strength of the swirl or the circulation of the exiting flow vary so that they meet the different Flight conditions and the resulting different flow conditions of the wing can be adjusted. The adjustment options of the guide vanes are in the case of the embodiment of the device according to the invention described here designed so that the deflection angle of the flow, i.e. the angle between the axial component Cx and the circumferential component Cu of the flow velocity c in an angular range can be varied from about 0 to 60 °.

Bei dem in den Figuren 7 und 8 dargestellten Wirbelerzeuger 12 handelt es sich um eine Durchflußgondel, die in Flugrichtung installiert ist. Ihr Öffnungsquerschnitt ist so ausgelegt, daß sie einen vorgegebenen Anteil der auf die Vorderseite des Tragflügels auftreffenden Strömung aufnimmt.The vortex generator 12 shown in FIGS. 7 and 8 acts it is a flow-through gondola installed in the direction of flight. Your opening cross-section is designed so that it has a predetermined proportion of the on the front of the Airfoil picks up the impinging flow.

Dieser wird mittels des Luftleitsystems 14, das auch hier aus verstellbaren Leitschaufeln besteht, ein Drall erteilt, so daß-sie als Wirbelströmung mit der Zirkulation-P rk die Auslaßõffnung der-Durchflußgondel-12 verk läßt.This is by means of the air control system 14, which is also adjustable here There is guide vanes, given a swirl, so that-they as vortex flow with the Circulation P rk leaves the outlet opening of the flow gondola 12 Verk.

Wie Fig. 8 zeigt, ist im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels die Durchflußgondel 12 so in den Tragflügel 1 integriert, daß das Flügelende zugleich die Nabe 17 der Durchflußgondel bildet. Ferner zeigt diese Abbildung in Draufsicht die verstellbaren Leitschaufeln 18 des dralLerzeugendenLufttei tsYstetns:14. : Die Wirbelerzeuger können auch so am Tragflügel angeordnet sein, daß sie in Richtung der Anströmgeschwindigkeit entweder vor oder hinter dem Tragflügel liegen. Im erstgenannten Fall ist es dabei besonders vorteilhaft, wenn die Stärke der künstlich erzeugten Wirbelströmung deutlich über derjenigen der freien Wirbel liegt, um auf diesen Fall an den Tragflügelenden eine resultierende, aufwärts gerichtete Strömung zu erzeugen.As FIG. 8 shows, in the case of the exemplary embodiment shown here the flow nacelle 12 integrated into the wing 1 that the wing tip at the same time the hub 17 forms the flow gondola. This figure also shows in plan view the adjustable guide vanes 18 of the swirl-generating air section: 14. : The Vortex generators can also be arranged on the wing that they face in the direction the approach velocity are either in front of or behind the wing. In the former Case, it is particularly advantageous if the strength of the artificially generated Vortex flow is well above that of the free vortex in order to this case to generate a resulting upward flow at the wing tips.

Claims

Method for reducing the induced drag of a lift-generating device Wing and device for its implementation PATENT CLAIMS 1. Process to reduce the drag induced by the appearance of free vortices a lift-generating wing, in which by in the area of vortex formation arranged additional body the vortex flow is disturbed, thereby g e k e n n -z e i c h n e t that at discrete points of the wing (1, 4) by means of the additional body (2, 3, 5-12) artificial vortices <.- Pk) are generated, the direction of rotation of each that of the free vortex (ruf) located in the same span is opposite is, its strength is controlled so that it is at least approximately equal to that the free vortex (Pf) is in the same span position.

2. The method according to claim 1, characterized in that g e k e n n -z e i c h n e t, that the arrangement and strength of the artificially generated vortices (r) k (rk) are chosen in such a way that it is the distribution of the vortex strength of the free vortex (ruf) over the Approximate the span.

3. Apparatus for performing the method according to claim 1 or 2, indicated by vortex generators arranged on the hydrofoil L (1, 4) (2, 3, 5-12) in the form of flow devices with air throughput, inside each a swirl-generating, adjustable air control system (13, 14) is arranged.

4. Apparatus according to claim 3, characterized in that g e k e n n -z e i c h n e t that the air control system (13, 14) consists of adjustable guide vanes arranged in a ring (18) exists.

5. Apparatus according to claim 3 or 4, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the adjustment range of the air control systems (13, 14) is selected so that the angle between the axial and the circumferential components of the vortex flow generated can be varied on the outer radius in an angular range between approximately 0 and 60 degrees.

6. Device according to one of claims 3 to 5, characterized g e k e n n z e i c h n e t that the vortex generator as jet engines (11) with downstream Air control system (13) are formed.

7. Device according to one of claims 3 to 5, characterized g e k e n n z e i c h n e t that the vortex generators are designed as flow gondolas (12) in which an air control system (14) is installed.

8. Device according to one of claims 1 to 7, characterized in that k e n n z e i c h ne t that the vortex generators (2, 3, 5-12) are arranged on the wing ends are.

9. Apparatus according to claim 7 and 8, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the vortex generators (12) are integrated into the wing (11) in such a way that that the wing ends at the same time form the hubs (17) of the flow gondolas (12).

10. Device according to one of claims 3 to 9, characterized in that it is n n z e i c h ne t that at least two vertebral bodies (5, 6, 7, 8) are arranged.

11. Device according to one of claims 1 to 8 or claim 10, in that the vortex generator (2, 3, 5-12) in the direction the flow velocity are arranged behind the wing (1, 4).

12. Device according to one of claims 1 to 8 or claim 10, in that the vortex generator (2, 3, 5-12) in the direction the flow velocity are arranged in front of the wing (1, 4).

13. The apparatus of claim 12, wherein the vortex generator exclusively are arranged at the wing ends, thereby g e k e n n n z e i c h ne t that the vortex generators. (2, 3, 5-12) are designed so that the artificial Vertebrae have a greater vortex strength than those existing in the same span position free vortex <Pf).