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Die
folgende Beschreibung bezieht sich allgemein auf Flügelspitzenvorrichtungen
wie beispielsweise Winglets und im Besonderen auf Flügelspitzenvorrichtungen
für die
Verwendung mit vorhandenen Flugzeugflügelkonstruktionen.
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Die
Idee der Verwendung von Winglets zur Reduzierung des induzierten
Widerstands bei Flugzeugflügeln
wurde in den 1970ern von Richard Whitcomb von der NASA und von anderen
untersucht. Seit damals wurde eine Anzahl von Variationen dieser
Idee patentiert (siehe beispielsweise das
U.S. Patent Nr. 4,205,810 für Ishimitsu
und das
U.S. Patent Nr. 5,275,358 für Goldhammer
et al.). Zusätzlich
sind gegenwärtig
eine Anzahl von Wingletvariationen im Gebrauch. Derartige Winglets
umfassen horizontale Spannweitenvergrößerungen wie die der Boeing 767-400 und 777-400 und
rückgepfeilte
Spannweitenvergrößerungen,
die in unterschiedlichen Winkeln aufwärts oder abwärts abgeschrägt sind.
Diese Vorrichtungen können
während
der anfänglichen
Konstruktionsphase eines neuen Flugzeugs einem neuen Flügel hinzugefügt werden,
oder sie können
einem existierenden Flügel
als Nachrüstung
oder während
der Entwicklung eines abgeleiteten Modells hinzugefügt werden.
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Der
induzierte Widerstand eines Flügels oder
einer Flügel-Wingletkombination
kann durch Anwendung der klassischen „Trefftz plane theory" (Theorie der Trefftzebene)
mit einer akzeptablen Genauigkeit berechnet werden. Gemäß dieser
Theorie hängt
der induzierte Widerstand eines Fluzgzeugflügels nur ab von der „Abströmkantenspur" (trailing edge trace)
des „Lifting
Systems" (d. h.
der Flügel plus
Spitzenvorrichtung), direkt von der Vorder- oder Rückseite
des Flügels
gesehen, und dem „Spanload". Der Spanload ist
die Verteilung aerodynamischer Last lotrecht zur „Abströmkantenspur" des Flügels. (Aerodynamiker
bezeichnen diese aerodynamische Lastverteilung oft als „Lift", obwohl die Last
nicht vertikal ist, wenn die „Abströmkantenspur" aus der Horizontalen
geneigt ist). Das Hinzufügen
eines Winglet oder einer anderen Flügelspitzenvorrichtung zu einem
Flügel
verändert
sowohl die „Abströmkantenspur" (d. h. die Geometrie
der Trefftz-Ebene) als auch den Spanload. Das Ergebnis ist, dass
das Hinzufügen
einer derartigen Vorrichtung auch den induzierten Widerstand des
Flügels
verändert.
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Für eine gegebene
Geometrie der Trefftz-Ebene und einen gegebenen Gesamt-Vertikalauftrieb
existiert gewöhnlich
ein Spanload, der einen geringstmöglichen induzierten Widerstand
bewirkt. Dies ist der „ideale
Spanload", und der
sich aus dem idealen Spanload ergebende induzierte Widerstand ist der „ideale
induzierte Widerstand".
Bei einem ebenen Flügel,
bei dem die Geometrie der Trefftz-Ebene eine horizontale Linie ist,
ist der ideale Spanload elliptisch. Herkömmliche Flugzeugflügel ohne
Winglets kommen der ebenen Form in der Trefftz-Ebene so nahe, dass
ihre idealen Spanloads beinahe elliptisch sind. Bei herkömmlichen
Flugzeugflügeln
mit vertikalen oder beinahe vertikalen Winglets (d. h. nicht ebenen Lifting
Systemen) ist der ideale Spanload für gewöhnlich nicht elliptisch, aber
der ideale Spanload kann mit konventioneller Tragflächentheorie
leicht berechnet werden.
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Herkömmliche
Flugzeugflügel
sind gewöhnlich
nicht mit idealen oder elliptischen Spanloads konstruiert. Stattdessen
sind sie als Kompromiss mit „dreieckigen" Spanloads konstruiert,
die strukturelle Biegebelastungen an der Flügelwurzel reduzieren. Derartige
Konstruktionen nehmen eine geringe Zunahme des induzierten Widerstands
für eine
Verringerung des Flugzeugzellengewichts in Kauf. Das Ausmaß des Kompromisses
variiert von einem Flugzeugmodell zum nächsten beträchtlich. Um einen derartigen
dreieckigen Spanload zu erzeugen, ist die Flügelspitze typischerweise verdreht,
um eine Schränkung
(Washout) zu erzeugen. „Washout" bezieht sich auf
eine Flügelspitze,
die so geschränkt
ist, dass die Anströmkante
sich im Verhältnis
zur Flügelwurzel
nach unten bewegt und die Abströmkante
sich nach oben bewegt. Die Flügelspitze
auf diese Weise zu schränken,
verkleinert den Angriffswinkel der Flügelspitze gegenüber der
Flügelwurzel,
wobei die Auftriebsverteilung in Richtung zur Flügelspitze reduziert wird.
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Konventionelle
Winglets sind typischerweise rückwärts gepfeilt,
um eine schädliche
Schockwellen-Wechselwirkung zwischen dem Flügel und dem Winglet zu vermeiden.
Wird ein solches Winglet zu einem existierenden oder Grundlinienflügel hinzugefügt, weicht
der resultierende Spanload von dem idealen Spanload ab, da der Grundlinienflügel ursprünglich dafür konstruiert
war, ohne Winglet effizient zu funktionieren. Dieser Unterschied
wird durch die als Kompromiss dreieckige Auftriebsverteilung betont, wie
sie gewöhnlich
mit konventionellen Flügeln
verbunden ist. Als Ergebnis bleibt der Nutzen des hinzugefügten Winglets
oft sehr zurück
hinter dem Nutzen, der theoretisch aus dem idealen Spanload zu ziehen wäre.
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Der
technische Bericht AFFDL-TR-76-6 mit dem Titel „Design and Analysis of Winglets
for Military Aircraft" („Konstruktion
und Analyse von Winglets für
Militärflugzeuge"), veröffentlicht
1976 von der Boeing Commercial Airplane Company, enthält die Resultate
einer parametrischen Studie verschiedener Winglettypen. Die Studie
umfasste eine Spanne von Winglet-Pfeilungswinkeln, eingeschlossen
Vorwärts-Pfeilungswinkel
(siehe beispielsweise 43 des Berichts).
Offensichtlich wurden jedoch die Winglets in dieser Studie nur mit
ebenen (d. h. nicht geschränkten)
Flügeln
mit optimalen oder beinahe optimalen elliptischen Spanloads kombiniert.
Die Winglets wurden offenbar nicht mit konventionellen geschränkten Flügeln mit
dreieckigen Spanloads kombiniert. Als Konsequenz gelang es in dieser
Studie nicht, irgendwelche signifikanten, mit vorgepfeilten Winglets
verbundenen Vorteile auszumachen.
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EP-A-0094064 offenbart
eine Tragflächen-/Winglet-Kombination,
die umfasst: eine Tragfläche
mit einem Tragflächenwurzelteil
und einem von dem Tragflächenwurzelteil
beabstandeten Tragflächenspitzenteil
und zwei Winglets, die sich von dem Tragflächenspitzenteil der Tragfläche auswärts erstrecken,
wobei jedes Winglet im Vergleich zur Tragfläche rückgepfeilt ist, und wobei die
Winglets durch einen aerodynamisch geformten Körper an dem Tragflächenspitzenteil
angebracht sind. In einer alternativen Ausführungsform ist ein sich aufwärts erstreckendes
Winglet rückgepfeilt
und ein anderes, sich abwärts
erstreckendes Winglet, vorgepfeilt.
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US-A-5,634,613 offenbart
ein Verfahren zur Erzeugung eines im Wesentlichen in Strömungsrichtung
gerichteten vorteilhaften Wirbels in der Nähe des Außenbord-Endes einer Tragfläche. Eine Schränkung entlang
der Tragflächenspanne
wird genauso offenbart, wie rückgepfeilte
Flügelspitzen
zur Erzeugung, Nutzung und Steuerung dieser Wirbelmuster.
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HEYSON
HARRY H, RIEBE GREGORY D, FULTON CYNTHIA I: „Theoretical Parametric Study of
the Relative Advantages of Winglets and Wing-Tip Extensions" NASA TECHNICAL PAPER
1020, September 1977 (1977-09), XP009069389, Langley Research Center,
Hampton, Virginia, liefert eine theoretische Studie der Vorteile
von Winglets und Flügelspitzenverlängerungen.
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ISHIMITSU
K K, ET al.: „Design
and Analysis of Winglets for Military Aircraft", TECHNICAL REPORT AFFDL-TR-76-6, BOEING
COMMERCIAL AIRPLANE COMPANY, Februar 1976 (1976-02), XP001247002,
Seattle, Washington, liefert eine Studie der potenziellen Verbesserung
des Leistungsverhaltens von Winglets für Militärflugzeuge.
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US 6142 738 beschreibt einen
Flügel
für einen
Drehflügler
mit einem Flügelspitzenwinglet,
das fortlaufend ist zu und eben mit dem Flügel, um das Geräusch der
Wechselwirkung zwischen Flügel
und Wirbel beim Sinkflug zu verringern.
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Es
ist ein Gegenstand der vorliegenden Erfindung, den oben erwähnten Stand
der Technik zu verbessern, besonders im Hinblick auf die Verringerung
des Widerstands bei einer Tragflächen-/Wingletkombination.
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Die
vorliegende Erfindung ist gemäß Anspruch
1 ausgerichtet auf Flügelspitzenvorrichtungen zur
Benutzung mit Flugzeugflügeln
und Verfahren zum Einbau solcher Vorrichtungen in existierende Tragflächen.
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Ein
Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugflügel-/Wingletkombination in Übereinstimmung mit
einem Aspekt der Erfindung umfasst das Zur-Verfügung-Stellen eines Flügels mit
einem Flügelwurzelteil
und einem Flügelspitzenteil.
Das Flügelwurzelteil kann
einen Flügelwurzelsehne
definieren und das Flügelspitzenteil
kann eine Flügelspitzensehne
definieren. Die Flügelspitzensehne
kann gegenüber
der Flügelwurzelsehne
entlang einer Flügel-Quarter-Chord-Linie
versetzt sein und kann in Bezug auf die Flügelwurzelsehne eine Schränkung aufweisen. In
einem anderen Aspekt der Erfindung kann das Verfahren ferner das
Zur-Verfügung-Stellen
eines Winglets mit einem Wingletwurzelteil und einem Wingletspitzenteil
umfassen. Das Wingletwurzelteil kann eine Wingletwurzelsehne definieren,
und das Wingletspitzenteil kann eine Wingletspitzensehne definieren.
Die Wingletspitzensehne kann gegenüber der Wingletwurzelsehne
entlang einer Winglet-Quarter-Chord-Linie versetzt sein. In einem
weiteren Aspekt der Erfindung kann das Verfahren ferner umfassen,
das Wingletwurzelteil zumindest in der Nähe des Flügelspitzenteils starr zu befestigen,
so dass die Winglet-Quarter- Chord-Linie
zumindest im Grundsatz in Bezug auf die Flügel-Quarter-Chord-Linie vorgepfeilt ist.
Die Tragfläche
erstreckt sich in einer ersten Richtung und das Winglet (110)
erstreckt sich in einer zweiten Richtung, wobei die zweite Richtung
im Wesentlichen lotrecht zu der ersten Richtung verläuft.
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KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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1 ist
eine isometrische Draufsicht auf ein Flugzeug mit einer Flügel-/Wingletkombination,
die entsprechend einer Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist.
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2 ist
eine vergrößerte explodierte
isometrische Ansicht der Flügel-/Wingletkombination
aus 1, die entsprechend einer Ausführungsform der Erfindung konfiguriert
ist.
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3 ist
eine Draufsicht einer Abwicklung der Flügel-/Wingletkombination aus 2,
die relative Pfeilungswinkel der Flügel-Quarter-Chord-Linie und
der Flügel-Quarter-Chord-Linie gemäß einer Ausführungsform
der Erfindung darstellt.
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4 ist
eine vergrößerte Rückansicht
des Winglets aus 2, das gemäß einer Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist.
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Die 5A und 5B sind
Seitenansichten von Teilsehnen-Winglets
(partial-chord winglets), die gemäß Ausführungsformen der Erfindung
konfiguriert sind.
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6 stellt
ein Diagramm dar, das eine Reduzierung des induzierten Widerstands
zeigt, die durch ein vorgepfeiltes Winglet erreicht werden kann, das
gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist.
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7 stellt
eine Tabelle dar, die die Widerstandsreduzierung eines rückgepfeilten
Winglets mit der Widerstandsreduzierung eines vorgepfeilten Winglets
gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung vergleicht.
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DETAILLIERTE BESCHREIBUNG
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Die
folgende Offenbarung beschreibt Spitzenvorrichtungen zur Verwendung
mit Tragflächen wie
beispielsweise Flugzeugflügeln,
und Verfahren, derartige Spitzenvorrichtungen in existierende Flügelkonstruktionen
einzubauen. Bestimmte spezifische Details werden in der folgenden
Beschreibung und in den 1–7 dargelegt,
um ein umfassendes Verständnis
verschiedener Ausführungsformen der
Erfindung zu ermöglichen.
Andere Details, die bekannte Strukturen und Systeme beschreiben,
wie sie oft mit Flugzeugen und Flugzeugflügeln verbunden sind, sind in
der folgenden Beschreibung nicht dargelegt, um eine unnötige Komplizierung
der Beschreibung der verschiedenen Ausführungsformen der Erfindung
zu vermeiden.
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Viele
der Details, Maße,
Winkel und anderer in den Figuren gezeigten Spezifikationen sind
nur zur Erläuterung
bestimmter Ausführungsformen
der Erfindung gedacht. Dementsprechend können andere Ausführungsformen
andere Details, Maße
und Spezifikationen aufweisen. Außerdem können andere Ausführungsformen
der Erfindung auch ohne einige der oben beschriebenen Details genutzt
werden.
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In
den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder zumindest
im Grundsatz gleiche Elemente. Um die Erörterung eines jeden besonderen
Elementes zu erleichtern, bezieht sich die wesentlichste Zahl (oder
Zahlen) jedes Bezugszeichens, auf das Bezug genommen wird, auf die
Figur, in der dieses Element zuerst eingeführt wird. Beispielsweise wird
das Element 110 mit Bezug auf 1 als erstes
eingeführt
und erörtert.
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1 ist
eine isometrische Draufsicht auf ein Flugzeug 100 mit einer
Flügel-/Wingletkombination 105,
die gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist. In einem Aspekt dieser Ausführungsform
verfügt
das Flugzeug 100 über
eine Tragfläche wie
beispielsweise einen Flügel 104,
der sich von einem Flugzeugrumpf 102 auswärts erstreckt.
Der Flugzeugrumpf 102 kann entlang einer Längsachse 101 ausgerichtet
sein und eine Passagierkabine 103 umfassen, die dafür konfiguriert
ist, eine Vielzahl von Passagieren (nicht dargestellt) zu befördern. In
einer Ausführungsform
kann die Passagierkabine 103 dafür ausgelegt sein, mindestens
50 Passagiere zu befördern.
In einer anderen Ausführungsform
kann die Passagierkabine 103 dafür ausgelegt sein, mindestens
150 Passagiere zu befördern.
In weiteren Ausführungsformen
kann die Passagierkabine 103 dafür ausgelegt sein, eine andere
Anzahl Passagiere zu befördern.
In wieder anderen Ausführungsformen (wie
beispielsweise militärischen
Ausführungsformen)
kann die Passagierkabine 103 ganz fehlen.
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In
einem anderen Aspekt dieser Ausführungsform
kann der Flügel 104 eine
existierende Flügelkonfiguration
sein, zu der vorgepfeilte Winglets 110 hinzugefügt wurden,
um die Flügel-/Wingletkombination 105 zu
bilden. Der Ausdruck „existierende Flügelkonfiguration" bedeutet in diesem
Zusammenhang eine existierende oder Grundlinienflügelkonfiguration,
die ursprünglich
für den
Betrieb ohne Flügelspitzenvorrichtungen
konstruiert wurde. Beispielsweise kann in einer Ausführungsform
ein existierender Flügel
nachträglich
mit den vorgepfeilten Winglets 110 („Winglets 110") ausgerüstet werden,
um den induzierten Widerstand zu reduzieren und die Treibstoffeffizienz
zu verbessern. In einer anderen Ausführungsform können die
Winglets 110 in die Konstruktion eines neuen verbesserten
Flugzeugmodells eingebaut werden, das eine existierende Flügelkonfiguration
verwendet.
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Obwohl
das Winglet 110 der dargestellten Ausführungsform mit einem Flügel kombiniert
ist, kann das Winglet 110 in anderen Ausführungsformen mit
anderen Tragflächenarten
kombiniert sein, um den aerodynamischen Widerstand zu reduzieren und/oder
anderen Zwecken zu dienen. Beispielsweise kann in einer anderen
Ausführungsform
das Winglet 110 mit einem hinten montierten Höhenleitwerk kombiniert
werden. In einer anderen Ausführungsform
kann das Winglet 110 mit einem Vorderflügel oder Entenflügel kombiniert
werden, um den aerodynamischen Widerstand des Entenflügels zu
reduzieren. In weiteren Ausführungsformen
kann das Winglet 110 mit anderen Tragflächen kombiniert sein. Darüber hinaus
soll in der gesamten Of fenbarung und den ihr folgenden Ansprüchen der
Begriff „Winglets" sich auf jede gemäß dieser
Offenbarung konfigurierte Flügelspitzenvorrichtung
beziehen.
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In
einem weiteren Aspekt dieser Ausführungsform definiert der Flügel 104 eine
Flügel-Quarter-Chord-Linie 114,
die zumindest im Grundsatz gegenüber
der Langsachse 101 rückgepfeilt
ist, und das Winglet 110 definiert eine Winglet-Quarter-Chord-Linie 112,
die zumindest im Grundsatz gegenüber
der Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 vorgepfeilt
ist. Wie unten detaillierter beschrieben wird, kann das Vorpfeilen
der Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 auf diese Weise die
Spanload der Kombination des Flügels 104 und
des Winglets 110 vorteilhaft verändern, um gegenüber einem
konventionellen rückgepfeilten
Winglet eine erhöhte
Widerstandsreduzierung zu bieten.
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2 ist
eine vergrößerte explodierte
isometrische Ansicht der Flügel-/Wingletkombination 105 aus 1,
die gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist. In einem Aspekt dieser Ausführungsform
umfasst der Flügel 104 ein
Flügelspitzenteil 238 und
ein Flügelwurzelteil 236.
Das Flügelwurzelteil 236 kann
für eine
starre Befestigung an dem Flugzeugrumpf 102 (1)
konfiguriert sein und kann eine Flügelwurzelsehne 256 definieren. Das
Flügelspitzenteil 238 kann
gleichermaßen
eine Flügelspitzensehne 258 definieren,
die gegenüber der
Flügelwurzelsehne 256 entlang
der Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 versetzt
ist. Die Flügelspitzensehne 258 kann
gegenüber
der Flügelwurzelsehne 256 eine
Schränkung
(wash out) aufweisen, wie sie der Schränkungswinkel 259 zeigt.
Konventionelle Flugzeug flügel
ohne Flügelspitzenvorrichtungen
benutzen eine derartige Schränkung
typischerweise zur Reduzierung der Auftriebsverteilung in Richtung
der Flügelspitze
und zur Reduzierung der Biegebeanspruchung an der Flügelwurzel.
Die Reduzierung der Biegebeanspruchung an der Flügelwurzel kann das Strukturgewicht
des Flügels
vorteilhaft verringern, allerdings zum Preis einer geringfügigen Vergrößerung des
Widerstands.
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In
einem anderen Aspekt dieser Ausführungsform
umfasst das Winglet 110 ein Wingletspitzenteil 218 und
ein Wingletwurzelteil 216. Das Wingletwurzelteil 216 kann
für die
starre Befestigung an dem Flügelspitzenteil 238 des
Flügels 104 konfiguriert
sein und kann eine Wingletwurzelsehne 226 definieren. Das
Wingletspitzenteil 218 kann gleichermaßen eine Wingletspitzensehne 228 definieren,
die gegenüber
der Wingletwurzelsehne 226 entlang der Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 versetzt
ist. In einem weiteren Aspekt dieser Ausführungsform, der unten detaillierter
beschrieben wird, ist die Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 zumindest
im Grundsatz vorgepfeilt gegenüber
der Flügel-Quarter-Chord-Linie 114,
um den Spanload (spannweitenbezogenen Auftrieb) des Flügels 104 positiv
zu verändern
und den induzierten Widerstand des Flügels 104 zu reduzieren.
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In
einem weiteren Aspekt dieser Ausführungsform umfasst der Flügel 104 ein
Flügelanströmkantenteil 262 und
ein Flügelabströmkantenteil 263. Gleichermaßen kann
das Winglet 110 ein Winglet-Anströmkantenteil 242 und
ein Winglet-Abströmkantenteil 243 umfassen.
Obwohl das Winglet 110 über
die gesamte Länge
der Flügelspitzenwurzelsehne
gehen kann (full-chord winglet), wobei das Winglet-Anströmkantenteil 242 zumindest
nahe dem Flügelanströmkantenteil 262 positioniert
ist und das Winglet-Abströmkantenteil 243 zumindest
nahe dem Flügelabströmkantenteil 263 positioniert
ist, wie in den 1, 2 und 3 dargestellt,
können
jedoch gemäß Ausführungsformen
der Erfindung konfigurierte „Teilsehnen-Winglets" (partialchord winglets),
auf eine solche Weise starr an dem Flügel 104 angebracht
werden, dass das Winglet-Anströmkantenteil 242 und/oder
das Winglet-Abströmkantenteil 243 sich
nicht nahe dem Flügelabströmkantenteil 263 befinden.
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In
einem weiteren Aspekt dieser Ausführungsform kann der Flügel 104 eine
im Grundsatz trapezförmige
Planform mit einer Streckung von circa 10 und einer Zuspitzung von
circa 0,25 aufweisen. In anderen Ausführungsformen kann der Flügel 104 andere
Streckungen und andere Zuspitzungen aufweisen. Beispielsweise kann
der Flügel 104 in
einer anderen Ausführungsform
eine Streckung größer 10 und/oder
eine Zuspitzung größer 0,25
aufweisen. In einer weiteren Ausführungsform kann der Flügel 104 eine
Streckung kleiner 10 und/oder eine Zuspitzung kleiner 0,25 aufweisen.
In einem weiteren Aspekt dieser Ausführungsform kann die Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 gegenüber der
Langsachse 101 in einem Winkel 291 von 35° rückgepfeilt
sein. In anderen Ausführungsformen
kann die Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 gegenüber der
Langsachse 101 in anderen Winkeln positioniert sein. In
einer anderen Ausführungsform
kann der Flügel 104 beispielsweise zumindest
im Grundsatz ungepfeilt sein. In einer weiteren Ausführungsform
kann der Flügel 104 vorgepfeilt
sein.
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In
der in 2 dargestellten Ausführungsform kann das Winglet 110 eine
Länge von
15% einer halben Flügelspanne
des Flügels 104 und
eine Zuspitzung von circa 0,50 aufweisen. Zusätzlich kann in dieser Ausführungsform
die Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 in
einem Winkel 292 von circa 35° gegenüber der Flügelspitzensehne 258 vorgepfeilt
sein. In anderen Ausführungsformen
kann das Winglet 110 andere Längen, Zuspitzungen und Pfeilungswinkel
aufweisen. In einer anderen Ausführungsform
kann beispielsweise das Winglet 110 eine Länge von
circa 10% der halben Flügelspanne
des Flügels 104,
eine Zuspitzung von circa 0,40 und einen Vorpfeilungswinkel von
circa 25° gegenüber der Flügelspitzensehne 258 aufweisen.
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3 ist
eine Draufsicht einer Abwicklung der Flügel-/Wingletkombination 105 aus 2,
die die relativen Pfeilungswinkel der Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 und
der Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 gemäß einer Ausführungsform der
Erfindung darstellt. Aus Gründen
der Anschaulichkeit ist das Winglet 110 in 3 nach
außen
und unten um die Flügelspitzensehne 258 gefaltet,
so dass es mit dem Flügel 104 in
derselben Ebene liegt. Diese abgewickelte Konfiguration veranschaulicht, dass
die Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 gegenüber der
Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 vorgepfeilt
ist, wie durch den Vorpfeilungswinkel 359 gezeigt wird. Daher
soll in dieser gesamten Offenbarung der Begriff „vorgepfeiltes Winglet" ein Winglet bezeichnen, das
eine Quarter-Chord-Linie aufweist, die gegenüber der Flügel-Quarter-Chord-Linie vorgepfeilt
ist, wenn das Winglet, wie in 3 dargestellt,
in eine Ebene mit dem Flügel gebracht
wird. Es ist zu beachten, dass in einigen Ausführungsformen die Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 gegenüber der
Längsachse 101 rückgepfeilt
sein kann, wobei das Winglet 110 dennoch ein „vorgepfeiltes
Winglet" sein kann, da
die Winglet-Quarter-Chord-Linie 112 gegenüber der
Flügel-Quarter-Chord-Linie 114 vorgepfeilt
ist.
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4 ist
eine vergrößerte Rückansicht
des Winglets 110 aus 2, das gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist. In einem Aspekt dieser Ausführungsform
erstreckt sich das Winglet 110 zumindest im Grundsatz im
Verhältnis
zu dem Flügel 104 aufwärts, so
dass das Winglet 110 zumindest im Grundsatz lotrecht zu
dem Flügel 104 ist.
Jedoch kann sich das Winglet 110 vergleichsweise im Verhältnis zu
dem Flügel 104 auch
in anderen Richtungen erstrecken. Wie beispielsweise durch eine
erste Phantomposition 471 gezeigt wird, kann sich das Winglet 110 zumindest
im Grundsatz in horizontaler Richtung von dem Flügel 104 auswärts erstrecken,
und es kann sich ebenfalls, wie durch eine zweite Phantomposition 472 gezeigt
wird, bezogen auf den Flügel 104 zumindest
im Grundsatz aufwärts und
nach innen erstrecken, und darüber
hinaus kann es sich, wie durch eine dritte Phantomposition 473 gezeigt
wird, bezogen auf den Flügel 104 zumindest im
Grundsatz abwärts
und nach innen erstrecken, und weiterhin kann das Winglet 110 eine
Spanne unterschiedlicher Neigungswinkel zwischen der zweiten Position 472 und
der dritten Position 473 einnehmen. Derartige Neigungswinkel
können
von einer Anzahl von Faktoren abhängen, darunter beispielsweise
die Milderung der Überschallschock-Wechselwirkung, Verringerung
der Strukturgewichte und/oder Optimierung der Verringerung des aerodynamischen
Widerstands.
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In
weiteren Ausführungsformen
können
Winglets gemäß der vorliegenden
Offenbarung mit einer großen
Bandbreite von Flügelkonfigurationen
kombiniert werden, um eine Verringerung des aerodynamischen Widerstands
zu bewirken. In einer Ausführungsform
können
derartige Winglets beispielsweise mit Flügeln kombiniert sein, die eine
geringe oder keine positive V-Form (dihedral) aufweisen. In einer
anderen Ausführungsform
können
derartige Winglets mit Flügeln
kombiniert sein, die in einem gewissen Ausmaß eine positive V-Form (dihedral)
aufweisen. In weiteren Ausführungsformen
können
derartige Winglets beispielsweise mit Flügeln kombiniert sein, die in
einem gewissen Ausmaß eine
negative V-Form (anhedral) aufweisen.
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Die 5A und 5B sind
Seitenansichten der „Teilsehnen-Winglets" (partial-chord winglets) 510a und
entsprechend 510b.
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Mit
Bezug auf 5A: In einem Aspekt dieser Ausführungsform
weist das Teilsehnen-Winglet 510a eine Winglet-Wurzelsehne 526a auf,
die kürzer ist
als die angrenzende Flügelspitzensehne 258.
In einem anderen Aspekt dieser Ausführungsform umfasst das Teilsehnen-Winglet 510a ein
Wingletanströmkantenteil 542a und
ein Wingletabströmkantenteil 543a.
Das Wingletanströmkantenteil 542a kann zumindest
nahe dem Flügelanströmkantenteil 262 positioniert
werden, und das Wingletabströmkantenteil 543a kann
gegenüber
dem Flügelabströmkantenteil 263 in
Richtung auf das Flügelanströmkantenteil 262 versetzt
sein. In der Ausführungsform
in der 5A ist das Teisehnen-Winglet 510a vorgepfeilt. Vergleichsweise
können
jedoch Teilsehnen-Winglets, die dafür konfiguriert sind, rückgepfeilt
sein. Beispielsweise weist, wie in 5B gezeigt,
das Teilsehnen-Winglet 510b eine Quarter-Chord-Linie 512 auf,
die zumindest im Grundsatz rückgepfeilt
ist. Es wird erwartet, dass die vordere Position des Teilsehnen-Winglets 510b gegenüber einem ähnlich konfigurierten
rückgepfeilten
Winglet, das näher
dem Abströmkantenteil 263 des
Flügels 104 positioniert
ist, einen zusätzlichen
Gewinn an Widerstandsreduzierung bietet.
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6 stellt
ein Diagramm 600 dar, das eine Reduzierung des induzierten
Widerstands zeigt, die durch ein vorgepfeiltes Winglet erreicht
werden kann, das gemäß einer
Ausführungsform
der Erfindung konfiguriert ist. Die Spanloads (spannweitenbezogener
Auftrieb) 1–5
für verschiedene
Flügel
und Flügel-/Wingletkombinationen,
gemessen entlang einer Vertikalachse 692, werden aufgetragen über einer
dimensionslosen spannweitigen Koordinate eta, die entlang der Horizontalachse 694 gemessen
wird. Ein eta-Wert von 1,00 entspricht der Spitze des Flügels 104 (1–3),
und ein eta von 1,15 entspricht der Spitze des Winglets 110 (ebenfalls
in den 1-3 gezeigt). Die in 6 präsentierten
Daten sind theoretischer Natur und basieren auf Berechnungen. Dementsprechend
stellt 6 eine erwartete induzierte Widerstandsverringerung
dar, im Gegensatz zu einer gemessenen Verringerung.
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Der
Gesamt-Vertikalauftrieb ist für
jeden der in 6 gezeigten Spanloads 1–5 derselbe.
Der Spanload 1 ist ein theoretischer I deal-Spanload (d. h. ein elliptischer
Spanload) für
einen ebenen Flügel
mit derselben Spannweite wie der Flügel 104. Der Spanload
2 ist ein kompromittierter (d. h. dreieckiger) Spanload für den Flügel 104 mit
konventioneller Flügelspitzenschränkung. Aus
Gründen
der Anschaulichkeit kann die in 6 bei dem
Spanload 2 dargestellte reduzierte Beanspruchung der Spitze gegenüber dem
typischerweise in der Praxis anzutreffenden Wert etwas übertrieben
sein. Der Spanload 3 ist ein theoretischer Ideal-Spanload für einen Flügel mit einem vertikalen Winglet.
Die mit dem Spanload 3 verbundene Flügel-/Wingletkombination wurde
dementsprechend optimiert, um den dargestellten optimalen Spanload
zu bieten. Diese Optimierung umfasst notwendigerweise die Änderung
der Schränkung (wash-out)
des Flügels 104,
da, wie oben angemerkt, diese Schränkung ansonsten einen Spanload
mit einer viel geringeren Beanspruchung des Außenbordteils des Flügels (z.
B. die eta-Spanne zwischen 0,5 und 1,0), ähnlich wie bei dem Spanload
4, erzeugen würde.
Der Spanload 4 ist ein theoretisch am besten erreichbarer Spanload,
der durch Anbringen eines um 35 Grad rückgepfeilten Winglets an dem
Flügel 104 erreicht
werden kann, ohne die Schränkung
des Flügels 104 zu
verändern.
Für die
beiden Spanloads 4 und 5 wird die Schränkung des Winglets optimiert, um
den niedrigstmöglichen
induzierten Widerstand im Einklang mit der Schränkung des existierenden Flügels zu
erhalten. Zum Vergleich: Der Spanload 5 ist ein theoretisch am besten
erreichbarer Spanload, der durch Anbringen eines um 35 Grad vorgepfeilten Winglets
an dem Flügel 104 erreicht
werden kann, ohne die Schränkung
des Flügels 104 zu
verändern. Ein
Vergleich der Spanloads 4 und 5 zeigt, dass ein vorgepfeiltes Winglet
den Spanload des Spitzenteils des Grundlinienflügels und des Winglets im Vergleich zu
einem vergleichbaren rückgepfeilten
Winglet erhöhen
kann. Ein Vorteil dieses Merkmals ist es, dass eine derartige Erhöhung des
Spanload für
eine entsprechende Verringerung des induzierten Widerstands sorgen
kann.
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7 stellt
eine Tabelle 700 dar, die die Widerstandsverringerung bei dem Spanload
4 (rückgepfeiltes
Winglet) mit der Widerstandsverringerung bei dem Spanload 5 (vorgepfeiltes
Winglet) vergleicht. Die Spanload-Kennzeichner sind in der Spalte 702 gezeigt,
die Wingletpfeilung in der Spalte 704 und die induzierten
Widerstandszuwächse
relativ zu dem Grundlinien-Flügel 104 ohne
Winglet und als Prozentanteile des idealen induzierten Widerstands
des Grundlinienflügels 104 ohne
Winglet sind in der Spalte 706 dargestellt. Mit Bezug auf
den Spanload 4 ist zu erkennen, dass das rückgepfeilte Winglet eine Verringerung
des induzierten Widerstands in Höhe von
6,3% des idealen induzierten Widerstands (Spanload 1) zeigt, verglichen
mit dem Grundlinien-Flügel 104 ohne
Winglet (Spanload 2). Mit Bezug auf den Spanload 5 ist jedoch zu
erkennen, dass das vorgepfeilte Winglet eine Verringerung des induzierten
Widerstands in Höhe
von 7,9% des idealen induzierten Widerstands zeigt, verglichen mit
dem Grundlinien-Flügel 104 ohne
Winglet. Dementsprechend legen in der dargestellten Ausführungsform
die Daten in der Tabelle 700 nahe, dass ein vorgepfeiltes Winglet,
das gemäß der vorliegenden
Erfindung konfiguriert ist, im Vergleich zu einem vergleichbaren
rückgepfeilten
Winglet eine circa 25%ige Verbesserung der Widerstandsverringerung
bieten kann.
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Aus
dem Vorhergehenden ist ersichtlich, dass hier zur Erläuterung
spezifische Ausführungsformen
der Erfindung beschrieben wurden, an denen aber verschiedene Modifikationen
vorgenommen werden können.
Dementsprechend ist die Erfindung außer durch die angefügten Ansprüche nicht
beschränkt.