DE60304513T2

DE60304513T2 - Flügelprofil und -aufbau

Info

Publication number: DE60304513T2
Application number: DE60304513T
Authority: DE
Inventors: Michimasa Wako-shi Fujino
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2002-06-12
Filing date: 2003-02-28
Publication date: 2006-08-24
Anticipated expiration: 2023-03-01
Also published as: EP1371551B1; US6834830B2; EP1371551A1; US20030230670A1; JP4237981B2; DE60304513D1; JP2004010021A

Description

Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Hauptflügelstruktur mit einer besonderen Laminarströmungstragfläche und wenigstens einer Vorderkantenstruktur und einer Flügelmittenstruktur, die miteinander gekoppelt sind.
Beschreibung der verwandten Technik
Eine Grenzschicht an einer Oberfläche eines Hauptflügels eines Flugzeugs ist an einer Vorderkante eine Laminarströmungs-Grenzschicht, aber ändert sich zu einer Hinterkante hin von der Laminarströmungs-Grenzschicht zu einer Turbulenzströmungs-Grenzschicht. Ein Strömungswiderstand an der Oberfläche des Hauptflügels ist bei der Laminarströmungs-Grenzschicht kleiner als bei der Turbulenzströmungs-Grenzschicht. Um den Luftwiderstand am Hauptflügel zu verringern, ist es daher wünschenswert, dass ein Übergangspunkt, bei dem sich die Laminarströmungs-Grenzschicht zur Turbulenzströmungs-Grenzschicht verändert, zur Hinterkante hin verlagert ist, um dadurch den Bereich der Laminarströmungs-Grenzschicht soweit als möglich zu verlängern.
Eine Laminarströmungstragfläche der „6-Serie", die in den frühen 1940er-Jahren durch NACA entwickelt wurde, unterdrückte den Luftwiderstand besser als die herkömmliche Laminarströmungstragfläche. Wenn jedoch ein Abschnitt einer Flügelfläche in der Nähe einer Vorderkante rauh ist, tendiert der stärkste Auftrieb unvorteilhaft dazu sich in großem Maße zu verringern, was zu einem großen Problem während des Startens oder Landens des Flugzeugs führt.
Danach entwickelte NASA 1977 und 1983 jeweils NLF(1)-0215F und NLF(1)-0414F. Diese Laminarströmungstragflächen ermöglichen eine Verringerung im Luftwiderstand, haben jedoch ein Problem darin, dass sie ein großes die Nase absenkendes Kippmoment verursachen. Weil diese Laminarströmungstragflächen zur Verwendung in einem niedrigen Geschwindigkeitsbereich vorgesehen sind, weisen sie weiterhin ein Problem darin auf, dass sie einem frühen Stadium eines Unterschallgeschwindigkeitsbereichs ein Widerstandsdivergenzphänomen verursachen.
Selig und Somers, Journal of Aircraft, 1995, S. 710–715 offenbaren eine andere „natürliche" Laminarströmungstragfläche NASA NLF(1)-0115, die zum Einsatz für allgemeine Flugzeuganwendungen dienen soll. Die Tragfläche, welche unter Verwendung des Eppler-Codes zum Entwurf und zur Analyse von Tragflächen entworfen wurde, besitzt eine relative Dicke von 15% der Sehnenlänge. Sie stellt eine obere Tragflächenfläche bereit, die einen vorderen Profilabschnitt mit positivem Krümmungsradius aufweist, über den hinweg sich unter Reiseflugbedingungen ein günstiger Druckgradient aufbaut, der die Bildung einer Laminarströmungs-Grenzschicht ermöglicht, sowie einen mittleren Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist, über den hinweg sich unter Reiseflugbedingungen ein ungünstiger Druckgradient aufbaut, so dass ein Übergang von einer Laminarströmungs-Grenzschicht zu einer Turbelenzströmungs-Grenzschicht induziert wird. Um ein Kippmoment bei Nullauftrieb von c_m,0 = –0,55 zu erreichen, ist die Tragfläche derart entworfen, dass ein steiler ungünstiger Druckgradient sich in der Nähe von 90% der Sehnenlänge an der oberen Fläche aufbaut.
Bei HSNLF (1)-0213, die 1984 von NASA zur Verwendung in einem hohen Unterschallgeschwindigkeitsbereich entwickelt wurde, ist ein Widerstandsdivergenzphänomen schwer zu erzeugen und ein die Nase ab senkendes Kippmoment ist klein. Jedoch ist der stärkste Auftrieb in einem Bereich kleinerer Reynoldszahlen klein und die Kapazität eines Treibstofftanks im Inneren des Flügels ist unzureichend, weil die Flügeldicke ungefähr 13 % einer Flügelsehnenlänge beträgt, was zu einer Schwierigkeit bei der Sicherstellung von Reichweite führt.
Ein Hauptflügelstruktur eines Flugzeugs ist konstruiert aus wenigstens einer Vorderkantenstruktur und einer Flügelmittenstruktur, die miteinander gekoppelt sind. Jede Struktur ist getrennt voneinander im Voraus zusammengebaut. Es ist herkömmlicher Weise unvermeidbar, dass eine) zwischen den gekoppelten Abschnitten erzeugter) kleiner Spalt und kleine Stufe einen Anstieg des Luftwiderstands verursacht. Die Laminarströmungstragfläche ist derart ausgebildet, dass sie eine Verringerung des Luftwiderstands ermöglicht, was eine ihrer Hauptaufgaben ist, und es ist daher erwünscht, dass der Anstieg des Luftwiderstands aufgrund des/der zwischen den gekoppelten Abschnitten erzeugten kleinen Spalts und kleinen Stufe minimiert wird. Die GB 615 284 zeigt eine Konstruktion, bei der für einen Laminarströmungs-Flugzeugflügel ein Vorderkantenabschnitt und ein Hauptabschnitt ohne Störung der laminaren Strömungscharakteristik unter Verwendung von nach innen vorstehenden Randflanschen, die mit Bolzen verbunden sind, miteinander verbunden werden können.
Zusammenfassung und Aufgaben der Erfindung
Demgemäß ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Anstieg des Luftwiderstands aufgrund eines kleinen Spalts und einer kleinen Stufe, die zwischen gekoppelten Abschnitten zwischen einer Vorderkantenstruktur und einer Flügelmittenstruktur erzeugt werden, in einer Haupflügelstruktur mit einer Laminarströmungstragfläche und wenigstens einer Vorderkantenstruktur und einer Flügelmittenstruktur, die miteinander gekoppelt sind, zu minimieren.
Zur Lösung der obigen Aufgabe ist gemäß der vorliegenden Erfindung eine Hauptflügelstruktur gemäß Anspruch 1 vorgesehen.
Mit der Anordnung von Anspruch 1 ist der Punkt größter Dicke an einem hinteren Ende eines vorderen Profilabschnitts an der oberen Flügelfläche der Laminarströmungstragfläche an einer Stelle ausgebildet, die einem Bereich von 30 % bis 50 % der Flügelsehnenlänge entspricht und der näher an der Hinterkante liegt als bei der herkömmlichen Laminarströmungstragfläche. Daher ist der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt, der sich von dem Punkt größter Dicke aus zur Hinterkante hin erstreckt, sanfter als bei der herkömmlichen Laminarströmungstragfläche, wodurch eine Turbulenzströmungs-Grenzschicht stabilisiert wird und das Auftreten der unerwünschten Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht unterdrückt wird, um einen Anstieg des Auftriebs und eine Verringerung des Luftwiderstands zu erreichen. Weiterhin ist der hintere Profilabschnitt, der einen negativen Krümmungsradius aufweist (oder der geradlinig ist) derart vorgesehen, dass er sich von der Position entsprechend 95% der Flügelsehnenlänge an der oberen Flügelfläche zur Hinterkante zu erstreckt, wodurch die Geschwindigkeit einer Luftströmung am hinteren Profilabschnitt plötzlich verringert wird, um die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht positiv zu begünstigen. Im Ergebnis ist es möglich, den Auftrieb in der Nähe der Hinterkante der Laminarströmungstragfläche zu verringern, um dadurch das die Nase absenkende Kippmoment zu verringern. Sogar dann, wenn ein Rückgang des Auftriebs und ein Anstieg des Luftwiderstands aufgrund der Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht vernachlässigbar klein sind, kann das die Nase absenkende Kippmoment mit einem solchen geringfügigen Rückgang des Auftriebs deutlich verringert werden, weil in der Nähe der Hinterkante, wo die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht auftritt, der Abstand vom aerodynamischen Mittelpunkt groß ist.
Bei der Hauptfügelstruktur, die die Laminarströmungstragfläche mit den obigen Eigenschaften verwendet, sind die gekoppelten Abschnitte zwischen der Vorderkantenstrukur und der Flügelmittenstruktur an Positionen entsprechend ungefähr 20% der Flügelsehnenlänge angeordnet. Daher kann ein Anstieg im Luftwiderstand aufgrund eines kleinen Spalts und einer kleinen Stufe zwischen den gekoppelten Abschnitten minimiert werden, was zu einer Verringerung des Kraftstoffverbrauchs beitragen kann.
Der weitere Rahmen der Anwendbarkeit der vorliegenden Erfindung wird deutlich aus der hierin im Folgenden gegebenen detaillierten Beschreibung. Es versteht sich jedoch, dass die detaillierte Beschreibung und die spezifischen Beispiele, obwohl sie bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anzeigen, lediglich zur Erläuterung gegeben werden.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die vorliegende Erfindung wird noch vollständiger verständlich aus der hierin im Folgenden gegebenen detaillierten Beschreibung und den begleitenden Zeichnungen, die lediglich zur Illustration gegeben werden und daher für die vorliegende Erfindung nicht beschränkend sind, und wobei:
1 ein Diagramm ist, das ein Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt,
2 ein vergrößertes Diagramm eines in 1 durch einen Pfeil 2 gekennzeichneten Abschnitts ist,
3 ein Digramm ist, das ein theoretisches Design-Druckprofil bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt,
4 ein Graph ist, der experimentelle Werte und theoretische Werte für eine Charakteristik des Kippmomentkoeffizienten Cm relativ zu einem Auftriebskoeffizienten Cl zeigt,
5 eine Explosionsquerschnittsansicht von gekoppelten Abschnitten der Vorderkantenstruktur und der Flügelmittenstruktur des Hauptflügels gemäß der Erfindung zeigt,
6 eine vergrößerte Querschnittsansicht der gekoppelten Abschnitte der Vorderkantenstruktur und der Flügelmittenstruktur des Hauptflügels zeigt,
7 ein Graph ist, der die Beziehung zwischen den Größen von Stufen an einer oberen Flügelfläche und den Beträgen ΔCd der Veränderung des Luftwiderstandskoeffizienten relativ zu denjenigen der Positionen der Stufen zeigt.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen
Die vorliegende Erfindung wird nun durch eine bevorzugte Ausführungsform unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben.
Zunächst Bezug nehmend auf 1 umfasst das Profil einer Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform eine obere Flügelfläche Su, eine untere Flügelfläche Sl, eine Vorderkante El und eine Hinterkante Et. Bei der vorliegenden Ausführungsform liegt ein Punkt größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche SU gemessen von einer Sehnenlinie an einem Punkt entsprechend 38 % einer Flügelsehnenlänge C, um einen Bereich mit laminarer Grenzschicht auszubilden. Ein Übergangspunkt TPu, bei dem der Bereich mit laminarer Grenzschicht sich zu einem Bereich mit turbulenter Grenzschicht ändert, existiert in der Nähe der Position größter Dicke Tu. Der Übergangspunkt TPu liegt in der Nähe einer Position entsprechend 42 % der Flügelsehnenlänge C. Bei der vorliegenden Ausführungsform liegt eine Position größter Dicke Tl an der unteren Flügelfläche S1 gemessen von der Sehnenlinie an einem Punkt entsprechend 49 % der Flügelsehnenlänge C, um einen Bereich mit laminarer Grenzschicht auszubilden. Ein Übergangspunkt TPI, bei dem der Bereich mit laminarer Grenzschicht sich zu einem Bereich mit turbulenter Grenzschicht ändert, existiert in der Nähe der Position größter Dicke Tl. Der Übergangspunkt TPI liegt in der Nähe einer Position entsprechend 63 % der Flügelsehnenlänge C.
Der Grund, warum die Positionen der Übergänge TPu und TPI als „in der Nähe" der Positionen an der Flügelsehnenlänge bestimmt werden, ist der, dass sie sich abhängig von Flugbedingungen wie der Reynoldszahl, einer Machzahl und einer Fluglage ändern.
Bei einer herkömmlichen Laminarströmungstragfläche, z.B. einer Laminarströmungstragfläche der NACA „6-Serie", sind die Längen von Bereichen mit laminarer Grenzschicht an einer oberen Flügelfläche Su und an einer unteren Flügelfläche Sl im Allgemeinen derart bestimmt, dass sie gleich sind, und eine Position des Übergangspunkts ist derart bestimmt, dass er ein Punkt entsprechend ungefähr 50 % einer Flügelsehnenlänge C ist. Andererseits ist bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform eine Strömungsabrisscharakteristik verbessert durch Vorverlagerung der Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su zu einer Position entsprechend 38 % der Flügelsehnenlänge C, d.h. durch Vorverlagerung der Position des Übergangspunkts TPu, der der Position größter Dicke Tu zugeordnet ist, zur Nähe einer Position entsprechend 42 % der Flügelsehnenlänge C. Weiterhin kann ein Anstieg im Luftwiderstand aufgrund der vorverlagerten Position des Übergangspunkts TPu an der oberen Flügelfläche Su kompensiert werden durch eine Verringerung im Luftwiderstand, die durch Zurückverlagerung der Position größter Dicke Tl an der unteren Flügelfläche Sl zu einer Position entsprechend 49 % der Flügelsehnenlänge C, d.h. durch Zurückverlagerung der Position des Übergangspunkts TPI, der der Position größter Dicke Tl zugeordnet ist, zur Nähe einer Position entsprechend 63 % der Flügelsehnenlänge C, erreicht wird.
Ein Bereich von der Vorderkante El zur Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su bildet einen vorderen Profilabschnitt Cf, der die laminare Grenzschicht bildet. Der vordere Profilabschnitt besitzt einen positiven Krümmungsradius und ist konvex nach außen gekrümmt.
Ein Bereich von der Position größter Dicke Tu zur Nähe eines ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge C entsprechenden Punkts an der oberen Flügelfläche Su bildet einen mittleren Profilabschnitt Cc bei der vorliegenden Erfindung. Im mittleren Profilabschnitt Cc bildet sich die von der Laminarströmungs-Grenzschicht geänderte Turbulenzströmungs-Grenzschicht aus. Der mittlere Profilabschnitt Cc weist einen positiven Krümmungsradius auf und ist konvex nach außen gekrümmt. Im mittleren Profilabschnitt Cc ist jedoch ein Wert (Δt/L), der durch Teilen einer Differenz in Dickenrichtung Δt zwischen einem vorderen Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc (dem der Position größter Dicke Tu entsprechenden 38 %-Punkt) und einem hinteren Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc (dem 90 %-Punkt) durch einen Abstand L in einer Richtung einer Flügelsehne vom der Position größter Dicke Tu (der dem vorderen Punkt des mittleren Profilabschnitts Cc entsprechenden 38 %-Position) bis zum hinteren Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc erhalten wird, als gleich oder kleiner als 0,12 festgelegt. Der mittlere Profilabschnitt Cc ist ist nämlich von dem vorderen Punkt zum hinteren Punkt sanft geneigt.
Wie aus 3 ersichtlich ist, wird im Ergebnis der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt Cc der oberen Flügelfläche Su sanft von einem Unterdruck zu einem Überdruck wiederhergestellt, so dass die Turbulenzströmungs-Grenzschicht an einem solchen Abschnitt stabilisiert werden kann und verhindert werden kann, dass sie sich ablöst, wodurch eine Verringerung des Auftriebs und ein Anstieg des Luftwiderstands verhindert wird. Wenn die Position größter Dicke Tu weiter nach hinten als die oben beschriebene Position bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vor liegenden Ausführungsform angeordnet ist und als Ergebnis der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt Cc steil wird, kann die Turbulenzströmungs-Grenzschicht instabil werden und zufällig an einer beliebigen Position im mittleren Profilabschnitt Cc abgelöst werden, wodurch eine Verringerung des Auftriebs und ein Anstieg des Luftwiderstands verursacht wird. Insbesondere wird die Verringerung des Auftriebs und der Anstieg des Luftwiderstands umso signifikanter je näher der Ablösungspunkt zur Vorderkante El gelangt.
Wie aus 2, die ein vergrößertes Diagramm eines Abschnitts in der Nähe der Hinterkante Et der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform ist, ersichtlich ist, weist ein hinterer Profilabschnitt Cr, der in einem Bereich vorgesehen ist, der sich von der Position entsprechend 90 % der Flügelsehnenlänge C zur Hinterkante Et erstreckt, einen negativen Krümmungsradius auf und ist konkav nach außen gekrümmt. Wie aus 3 ersichtlich ist, wird in dem hinteren Profilabschnitt Cr, der den negativen Krümmungsradius aufweist, die Geschwindigkeit einer Luftströmung plötzlich verringert, wodurch der Druckgadient in dem Abschnitt Cr steil ist, so dass eine plötzliche Wiederherstellung des Drucks von dem Unterdruck zum Überdruck verursacht wird. Daher wird die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr begünstigt, wodurch der Auftrieb in der Nähe der Hinterkante Et verringert wird, so dass ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt AC verringert wird. Ein Momentenarm von dem aerodynamischen Mittelpunkt AC, der an einer Position entsprechend 25 % der Flügelsehnenlänge C existiert, bis zur Hinterkante Et ist länger und folglich wird sogar dann, wenn der Auftrieb in der Nähe der Hinterkante Et geringfügig verringert ist, das die Nase absenkende Kippmoment deutlich verringert.
Wenn das die Nase absenkende Kippmoment in der obigen Weise verringert wird, kann ein Abtrieb, der durch ein horizontales Leitwerk erzeugt wird, um ein Gleichgewicht um eine Kippachse aufrecht zu erhalten, ver ringert werden. Daher ist es möglich, eine Verringerung im Auftrieb des gesamten Flugzeugs aufgrund des Abtriebs, der durch das horizontale Leitwerk erzeugt wird, und einen Anstieg im Luftwiderstand auf das horizontale Leitwerk, der andernfalls den Luftwiderstand auf das Flugzeug erhöhen würde, zu verhindern. Ferner ist es möglich, das Erfordernis für eine Erhöhung des Momentenarms von einer Schwerpunktsposition zum horizontalen Leitwerk zu eliminieren, wodurch eine Erhöhung des Gewichts und eine Erhöhung des Luftwiderstands vermieden wird. Weiterhin ist die am hinteren Profilabschnitt Cr auftretende Ablösung geringfügig, so dass eine Verringerung im Auftrieb und eine Erhöhung im Luftwiderstand aufgrund der Ablösung nichts ausmacht.
4 ist ein Diagramm zur Erläuterung eines Effekts der Verringerung des die Nase absenkenden Kippmoments. In 4 zeigt der Kreis einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung eines wirklichen Flugzeugs (bei Bedingungen einer Machzahl in einem Bereich von 0,62 bis 0,64 und einer Reynoldszahl in einem Bereich von 11,5 bis 16,7 × 106) erhalten wurde, das Quadrat zeigt einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung eines transsonischen Windkanals (bei Bedingungen einer Machzahl von 0,64 und einer Reynoldszahl von 8 × 10⁶) erhalten wurde und das Dreieck zeigt einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung desselben Windkanals (bei Bedingungen einer Machzahl von 0,7 und einer Reynoldszahl von 8 × 10⁶) erhalten wurde. Die durchgezogene Linie und die gestrichelte Linie zeigen zeigen jeweils einen theoretischen Wert an, der durch eine Technik (die hierin im Folgenden als MSES bezeichnet wird) erhalten wurde, die eine Kombination eines Euler-Verfahrens und eines eⁿ-Verfahrens ist und die eine von Analysetechniken für die Tragfläche in einem Hochgeschwindikgkeitsbereich mit Berücksichtigung einer Stoßwelle und einer Luftwiderstandsdivergenz ist. Die durchgezogene Linie entspricht einem Fall, in dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr berücksichtigt wurde. Die gestrichelte Linie entspricht einem Fall, in dem die Ablösung der Turbu lenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr nicht berücksichtigt wurde.
Wie aus 4 deutlich wird, versteht es sich, dass die Ergebnisse des Flugexperiments und des Windkanalexperiments ausreichend mit dem theoretischen Wert in dem MSES übereinstimmen, bei dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht berücksichtigt wurde, und dass das die Nase absenkende Kippmoment deutlich verringert ist im Vergleich mit dem theoretischen Wert in dem MSES; bei dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht nicht berücksichtigt wurde.
Die größte Dicke der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform (die Dicke zwischen der oberen Flügelfläche Su und der unteren Flügelfläche Sl) beträgt 15 % der Flügelsehnenlänge C und folglich kann die Kapazität eines Treibstofftanks in dem Flügel ausreichend erhöht werden, um eine erforderliche Reichweite sicherzustellen.
Wie in 5 und 6 gezeigt ist, enthält ein Hauptfügel eines Flugzeugs gemäß der vorliegenden Ausführung, eine Vorderkantenstrukur 11 und eine Flügelmittenstrukur 12, die getrennt voneinander zusammengebaut sind. Die Vorderkantenstruktur 11 enthält einen Vorderkantenholm 13 mit einem kanalförmigen Abschnitt, eine Mehrzahl von Rippen 14, die mit einer vorderen Fläche des Vorderkantenholms 13 gekoppelt sind, und eine Haut 15, die den Vorderkantenholm 13 und die Rippen 14 abdeckt. Die Haut 15 und Stangenscharniere bzw. Klavierbänder 16 sind durch Niete 17 aneinander an einem hinteren oberen Abschnitt des der Flügelmittenstruktur 12 zugewandten Vorderkantenholms 13 befestigt.
Die Haut 15 und Stangenscharniere bzw. Klavierbänder 18 sind durch Niete 19 aneinander an einem unteren hinteren Abschnitt des der Flügelmittenstruktur 12 zugewandten Vorderkantenholms befestigt.
Die Flügelmittenstrukur 12 enthält einen vorderen Holm 20 mit einem kanalförmigen Abschnitt, eine Mehrzahl von Rippen 21, die mit einer hinteren Fläche des vorderen Holms 20 gekoppelt sind, und eine obere Haut 22 und eine untere Haut 23, die den vorderen Holm 20 und die Rippen 21 abdecken. Die obere Haut 22 und die untere Haut 23 sind durch Niete 24 und 25 an dem vorderen Holm 20 befestigt. Stangenscharniere bzw. Klavierbänder 26 sind durch Niete 27 an einem der Vorderkantenstruktur 11 zugewandten vorderen oberen Abschnitt des Vorderholms 20 befestigt. Stangenscharniere bzw. Klavierbänder 28 sind durch Niete 29 an einem der Vorderkantenstruktur 11 zugewandten vorderen unteren Abschnitt des Vorderholms 20 befestigt.
Eine hintere Fläche der Vorderkantenstruktur 11 liegt an einer vorderen Fläche der Flügelmittenstruktur 12 an und Stifte 30 sind durch die Stangenscharniere 16 und 18 der Vorderkantenstruktur 11 und die entsprechenden Stangenscharniere 26 und 28 der Flügelmittenstrukur 12 geführt, wodurch die Flügelmittenstruktur 12 und die Vorderkantenstruktur 11 integral miteinander gekoppelt sind. Hierbei ist es aufgrund von Herstellungstoleranzen unvermeidbar, dass eine kleiner Spalt α und eine kleine Stufe β zwischen einem hinteren Ende der Haut 15 der Vorderkantenstruktur 11 und einem vorderen Ende der oberen Haut 22 und der unteren Haut 23 der Flügelmittenstruktur 12 erzeugt werden.
Ein Graph in 7 zeigt die die Beträge ΔCd der Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten in dem Fall, in dem eine Stufe in der oberen Fläche der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform vorgesehen war. Insbesondere wurde ein Flugtest unter Verwendung eines wirklichen Flugzeugs durchgeführt, wobei Stufen unterschiedlicher Höhe an Stellen entsprechend 10 % und 20 % der Flügelsehnenlänge C an der oberen Fläche des Hauptflügels des wirklichen Flugzeugs vorgesehen waren, wobei Beträge ΔCd der Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten durch Vergleich mit einem Fall, in dem keine Stufen vorgesehen waren, berechnet wurden. Wenn z.B. die Stufe 0,19 mm beträgt, ist ersichtlich, dass der Betrag ΔCd der Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 10 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ungefähr 30 Zählwerte in einem Bereich einer Reynoldszahl kleiner als 13 × 10⁶ beträgt, wohingegen der Betrag ΔCd der Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 20 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ungefähr 3 Zählwerte in einem Bereich einer Reynoldszahl kleiner als 13 × 10⁶ beträgt, was ein Zehntel der 30 Zählwerte ist. D.h. der Einfluss der Stufe ist dramatisch verringert. Wenn die Reynoldszahl 13,5 × 10⁶ beträgt, ist der Effekt etwas geringer, aber der Betrag ΔCd der Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 20 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ist deutlich auf 7 Zählwerte verringert, von den 30 in dem Fall gezeigten, dass die Stufe an der Position entsprechend 10 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet war.
Wie oben beschrieben wurde, kann in einem Fall, in dem die Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform verwendet wird, dann wenn die Stufe an der Position entsprechend 20 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet ist, eine Erhöhung des Luftwiderstands minimiert werden. Daher ist es durch Anordnen von gekoppelten Abschnitten zwischen der Vorderkantenstrukur 11 und der Flügelmittenstruktur 12, bei der die Erzeugung des Spalts α und der Stufe β unvermeidbar ist, an der Position entsprechend 20 % der Flügelsehnenlänge C möglich, eine Erhöhung des Luftwiderstands aufgrund des Spalts α und der Stufe β zu minimieren.
Beispielsweise besitzt das hintere Profil Cr in der Ausführungsform den negativen Krümmungsradius, aber kann auch geradlinig sein.
Weiterhin ist in der Ausführungsform die Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su an der Position entsprechend 38 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet, kann aber auch zwischen einer Position entsprechend 30 % der Flügelsehnenlänge und einer Position entsprechend 50 % der Flügelsehnenlänge C angeordnet sein.
Ferner kann sogar an einer bereits existierenden Tragfläche, die nicht in der vorliegenden Erfindung enthalten ist, ein ähnlicher Effekt erwartet werden, wenn eine solche Tragfläche zu einer in der vorliegenden Erfindung enthaltenen Tragfläche verbessert wird, indem eine Füllung an einer Fläche eines die Tragfläche aufweisenden Flügels vorgesehen wird oder indem eine solche Fläche geschliffen wird.
Eine Hauptflügelstruktur umfasst wenigstens eine Vorderkantenstruktur und eine Flügelmittenstruktur, die miteinander gekoppelt sind, und umfasst eine Laminarströmungstragfläche. Die Laminarströmungstragfläche umfasst eine obere Flügelfläche, eine untere Flügelfläche, eine Vorderkante und eine Hinterkante. Die obere Flügelfläche umfasst: einen vorderen Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Vorderkante aus zu einem Punkt größter Dicke zu erstrecken, der an einer Position entsprechend 38 % einer Flügelsehnenlänge angeordnet ist; einen mittleren Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist und vorgesehen ist, um sich von dem Punkt größter Dicke aus zur Nähe einer ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge entsprechenden Position zu erstrecken, bei welcher ein durch Teilen der Differenz in Dickenrichtung zwischen der Position und dem Punkt größter Dicke durch den Abstand in einer Richtung einer Flügelsehne vom Punkt größter Dicke erhaltener Wert gleich oder kleiner als 0,12 ist; und einen hinteren Profilabschnitt, der einen negativen Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Nähe einer ungefähr 95% der Flügelsehnenlänge entsprechenden Position zur Hinterkante zu erstrecken. Gekoppelte Abschnitte zwischen der Vorderkantenstruktur und der Flügelmittenstruktur sind an Positionen entsprechend ungefähr 20 % der Flügelsehnenlänge angeordnet. Daher ist es möglich, einen Anstieg des Luftwiderstands aufgrund eines Spalts und einer Stufen zwischen den gekoppelten Abschnitten zwischen der Vorderkanten struktur und der Flügelmittenstruktur zu minimieren.

Claims

Hauptflügelstruktur, umfassend wenigstens eine Vorderkantenstruktur (11) und eine Flügelmittenstruktur (12), die miteinander gekoppelt sind, wobei die Hauptflügelstruktur eine Laminarströmungstragfläche aufweist, umfassend eine obere Flügelfläche (Su), eine untere Flügelfläche (Sl), eine Vorderkante (El) und eine Hinterkante (Et), wobei die obere Flügelfäche (Su) einen vorderen Profilabschnitt (Cf), der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Vorderkante aus zu einem Punkt größter Dicke (Tu) zu erstrecken, der in einem Bereich von 30 % bis 50 % einer Flügelsehnenlänge (C) angeordnet ist; einen mittleren Profilabschnitt (Cc), der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von dem Punkt größter Dicke (Tu) aus zur Nähe einer ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge (C) entsprechenden Position zu erstrecken, bei welcher ein durch Teilen der Differenz in Dickenrichtung (Δt) zwischen der Position und dem Punkt größter Dicke (Tu) durch einen Abstand (L) vom Punkt größter Dicke (Tu) in einer Richtung einer Flügelsehne erhaltener Wert gleich oder kleiner als 0,12 ist; und einen hinteren Profilabschnitt (Cr), der einen negativen Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Nähe einer ungefähr 95% der Flügelsehnenlänge (C) entsprechenden Position zur Hinterkante (Et) zu erstrecken, wobei die Vorderkantenstruktur (11) und die Flügelmittenstruktur (12) getrennt voneinander zusammengebaut sind und durch jeweils an einer hinteren Fläche der Vorderkantenstruktur (11) und an einer vorderen Fläche der Flügelmittenstruktur (12) vorgesehene Stangen scharniere (16, 18, 26, 28), durch die jeweilige Stifte (30) geführt sind, integral miteinander gekoppelt sind, und wobei die gekoppelten Abschnitte zwischen der Vorderkantenstruktur (11) und der Flügelmittenstruktur (12) an Positionen entsprechend ungefähr 20 % der Flügelsehnenlänge (C) angeordnet sind.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 1, wobei der Punkt größter Dicke (Tu) bei ungefähr 38 % der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 1 und ferner umfassend einen Übergangspunkt (TPu), bei dem der Grenzschichtbereich für laminare Strömung in einen Grenzschichtbereich für turbulente Strömung umschlägt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 3, wobei der Übergangspunkt (TPu) bei ungefähr 42 % der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 1 und ferner umfassend einen Punkt größter Dicke (Tl), der an der unteren Flügelfläche (Sl) zur Ausbildung eines Grenzschichtbereichs für laminare Strömung angeordnet ist.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 5, wobei der an der unteren Flügelfläche (Sl) angeordnete Punkt größter Dicke (Tl) bei ungefähr 49 % der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 5 und ferner umfassend einen an der unteren Flügelfläche (Sl) angeordneten Übergangspunkt (TPI), bei dem der Grenzschichtbereich für laminare Strömung in einen Grenzschichtbereich für turbulente Strömung umschlägt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 7, wobei der an der unteren Flügel fläche (Sl) angeordnete Übergangspunkt (TPI) bei ungefähr 63 % der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Hauptflügelstruktur nach Anspruch 1, wobei eine Stufe (β) an gekoppelten Abschnitten zwischen einer Haut (15) der Vorderkantenstruktur (11) und einer Haut (22, 23) der Flügelmittenstruktur (12) vorgesehen ist, wobei die Haut (15) der Vorderkantenstruktur (11) gegenüber der Haut (22, 23) der Flügelmittenstruktur (12) an der Stufe (β) vorsteht.