DE69836213T2

DE69836213T2 - Aeronautische Tragflächen und insbesondere geneigte Flügelspitzen

Info

Publication number: DE69836213T2
Application number: DE69836213T
Authority: DE
Inventors: Byram C. Bellevue BAYS-MUCHMORE; L. Larry Redmond HERRICK; S. Michael Kirkland HOFFMAN; L. Louis Seattle LeGRAND; S. Steven Carlsbad OGG; P. Bernard Bellevue PAUL; D. Kenneth Potsdam VISSER; L. Stephen Bothell WELLS
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1997-06-13
Filing date: 1998-06-12
Publication date: 2007-08-23
Anticipated expiration: 2018-06-13
Also published as: WO1998056654A1; DE69836213D1; EP0988225B1; US6089502A; AU7968698A; CA2291275A1; CA2291275C; EP0988225A1

Description

Gebiet der Erfindung
Diese Erfindung betrifft aeronautische Tragflächen und insbesondere geneigte Flügelspitzen.
Hintergrund der Erfindung
Die Leistungsfähigkeit eines kommerziellen Transporters wird typischerweise im Hinblick auf Einsatzfähigkeit und Betriebskosten gemessen. Die Einsatzfähigkeit kann verbessert werden, indem der Flugzeugluftwiderstand während eines Startsteigflugs und Reiseflugs verringert wird, und indem Konstruktionen verwendet werden, welche ein strukturelles Gewicht minimieren. Die Betriebskosten können verringert werden, indem der Flugzeugreiseflugluftwiderstand (was somit zu einer geringeren Treibstoffverbrennung und niedrigeren Treibstoffkosten führt) und indem Konstruktionen verwendet werden, welche kostengünstig herzustellen und zu warten sind. Weiterhin können für kommerzielle Betreiber höhere Gewinne erzielt werden durch die Fähigkeit, mehr Kunden und/oder Waren für einen gegebenen Flug zu transportieren. Da die zusätzliche Ladung das Startgewicht erhöht, ist es sogar noch wünschenswerter, den Startluftwiderstand für Startsteigflug-begrenzte Einsätze zu verringern.
Die Ziele einer Verringerung von Luftwiderstand, einer Verringerung von Gewicht und einer Verringerung von Komplexität (und somit von Herstellungs- und Wartungskosten) stehen häufig in Konflikt. Das Hinzufügen eines Flügelspitzenverlängerungselements kann den Luftwiderstand eines gegebenen Flugzeugs verringern, aber dies wird üblicherweise eine Erhöhung von Strukturgewicht erfordern. Gewichtszunahmen rühren von dem Gewicht des Flügelspitzenverlängerungselements und auch von der benötigten Verstärkung der bestehenden Flügelstruktur her, um die erhöhten Biegemomente zu tragen, welche von dem Flügelspitzenverlängerungselement ausgeübt werden. Zusätzliche Gewichtsnachteile können auch auftreten, falls die Verlängerung ein Flattern verschlimmert.
Dieser Konflikt zwischen den Vorteilen eines verringerten Luftwiderstands und den Nachteilen eines erhöhten Gewichts hat Konstrukteure motiviert, einen optimalen Ausgleich zwischen den beiden zu finden, wenn ein Flügelspitzenverlängerungselement konstruiert wird. Ein derartiger Versuch ist in dem US-Patent Nr. 5,039,032 (im Folgenden das '032-Patent) beschrieben. Das '032-Patent beschreibt eine Anzahl von Flügelspitzenverlängerungen, welche „High Taper Wing Tip Extentsions" (Flügelspitzenverlängerungen mit großer Verjüngung") genannt werden. Diese sind auch als „geneigte Flügelspitzen" bekannt. Geneigte Flügelspitzen sind allgemein gekennzeichnet durch Vorderkantenpfeilungen, welche größer als die Hauptflügelpfeilungen sind, und sind wesentlich verjüngt (d. h. die Flügeltiefenlänge nimmt in der Spannweitenrichtung ab).
Geneigte Flügelspitzen bieten mehrere Vorteile, von welchen einige in dem '-032-Patent skizziert sind. Diese Vorteile umfassen den aerodynamischen Vorteil einer Luftwiderstandsverringerung aufgrund einer vergrößerten Flügelspannweite und eine Anzahl von Gewichtsverringerungsvorteilen (relativ zu einer einfachen Verlängerung der Flügelspannweite eines bestehenden herkömmlichen Hauptflügels). Zwei Gewichtsvorteile werden der Flügelspitzenverjüngung zugeschrieben. Bei Strukturkonstruktionsbedingungen mit hohem Lastfaktor sind die kleineren Flügeltiefen weniger Last unterworfen und sie führen zu weniger induzierter Belastung auf den Außenhauptflügel. Dies sind beides Faktoren, welche das Biegemoment ver ringern, das der Innenflügel tragen muss. Zwei weitere Gewichtsvorteile werden der Vorderkantenpfeilung zugeschrieben. Die Vorderkantenpfeilung einer geneigten Flügelspitze führt dazu, dass der Druckschwerpunkt weiter hinten als für eine einfache Verlängerung eines bestehenden herkömmlichen Hauptflügels angeordnet ist. Bei Strukturkonstruktionsbedingungen mit hohem Lastfaktor bewirkt diese relative Bewegung des Druckschwerpunkts nach hinten, dass die Abschnitte des Hauptflügels, welche der geneigten Flügelspitze benachbart sind, mehr mit der Vorderkante nach unten gedreht werden, so dass die Belastung auf diese Abschnitte und das Biegemoment, welches der Innenflügel tragen muss, verringert wird. Die relative Bewegung nach hinten des Druckschwerpunkts wirkt auch, um ein Flattern abzuschwächen. Die geneigten Flügelspitzen, die in dem Patent '032 beschrieben sind, reichen von moderaten Spannweitenverlängerungen (beispielsweise 6% Spannweitenzunahme) bis zu großen Spannweitenverlängerungen (beispielsweise 12% Spannweitenzunahme). Es sind die großen Spannweitenverlängerungen, welche die größten Vorteile bieten.
Unabhängig von diesen Vorteilen gibt es Herausforderungen bei der Realisierung geneigter Flügelspitzen bei einigen Flugzeugen. Beispielsweise gibt es bei Flugzeugen, welche ausgestaltet sind, um bei hohen Unterschallmachzahlen (d. h. bei oder größer als ungefähr 0,70) zu arbeiten, eine Neigung, dass sich die Grenzschicht an der oberen Oberfläche jeder geneigten Flügelspitze unter Hochauftriebsbedingungen (wie beispielsweise während des Startsteigflugs oder einer Landung) ablöst. Diese Grenzschichtablösung hat das Potential, den Luftwiderstand zu erhöhen und ein verfrühtes Schütteln zu erzeugen. Die Hauptmotivation zum Hinzufügen einer Spannweitenverlängerung ist es, das Auftrieb-zu-Luftwiderstand-Verhältnis zu erhöhen (hauptsächlich durch eine Verringerung des Luftwiderstands), sowohl während des Reiseflugs als auch während des Startsteigflugs. Falls es eine wesentliche Luftwiderstandszunahme aufgrund einer Grenzschichtablösung in großem Maßstab unter Startsteigflugsbedingungen gibt, geht ein Teil oder alle Verbesserung des Startsteigflugs verloren. Wenn sich die Grenzschicht der geneigten Flügelspitze ablöst, gibt es auch eine Möglichkeit von schwankenden aerodynamischen Kräften, welche stark genug sind, um die Flugzeugstruktur zu schütteln und um von dem Flugzeugpiloten als Schütteln wahrgenommen zu werden, welches den Beginn eines aerodynamischen Strömungsabrisses an einer Fläche anzeigt. Falls diese Form von Schütteln verfrüht auftritt (d. h. innerhalb dessen, was normalerweise der Betriebsbereich wäre), muss eine Abrissgeschwindigkeit bei einer Geschwindigkeit angegeben werden, welche wesentlich größer als der aerodynamische Strömungsabriss an einer Fläche ist, wodurch die Flugzeugleistung verschlechtert wird.
Das '032-Patent erkennt die Neigung der Grenzschichten an geneigten Flügelspitzen an, sich unter Hochauftriebsbedingungen abzulösen. In dem '032-Patent werden geneigte Flügelspitzen in zwei Gruppen klassifiziert, eine Gruppe mit Vorderkantenpfeilungen zwischen 40 und 50 Grad und eine andere Gruppe mit Vorderkantenpfeilungen zwischen 50 und 60 Grad. Für die erste Gruppe gibt das '032-Patent an, dass eine Form einer mechanischen Vorderkantenhochauftriebseinrichtung (wie beispielsweise ein Vorflügel) nötig ist, um ein verfrühtes Schütteln bei niedriger Geschwindigkeit zu vermeiden. Das Hinzufügen einer mechanischen Vorderkantenhochauftriebseinrichtung vermeidet eine verfrühte Grenzschichtablösung, wodurch das Schüttelproblem gemildert wird, aber sie erhöht den Profilluftwiderstand, Gewicht, Komplexität und Kosten. Unter gewissen Umständen können diese Nachteile die Vorteile der geneigten Flügelspitze überwiegen. Für die zweite Gruppe gibt das '032-Patent an, dass die Flügelspitzenvorderkantenpfeilung groß genug ist, um die Bildung eines stabilen Vorderkantenwirbels auszulösen, und dass daher kein verfrühtes Schütteln auftreten wird und keine Hochauftriebsmechanismen benötigt werden.
Die Erfinder hier haben entdeckt, dass unter gewissen Umständen Vorderkantenpfeilungen von 50 bis 60 Grad nicht angemessen sein können, um die Bildung eines stabilen Vorderkantenwirbels sicherzustellen, wenn herkömmliche transsonische Tragflächen für die geneigte Flügelspitzengeometrie verwendet werden. Wie hier gebraucht, sind „transsonische Tragflächen" diejenigen, welche ausgestaltet sind, um bei hohen Freistrom-Unterschallmachzahlen zu arbeiten, mit wesentlichen Bereichen einer lokalen Überschallströmung. Zusätzlich kann, selbst falls die Anwesenheit eines stabilen Vorderkantenwirbels ein verfrühtes Schütteln verhindert, ein derartiger Wirbel zu einem höheren Luftwiderstand führen, als wenn der Großteil der Grenzschicht der geneigten Flügelspitze über den Bereich typischer Betriebsbedingungen angehaftet gehalten werden könnte. Weiterhin würde die technische Realisierbarkeit jeder geneigten Flügelspitze stark verbessert werden, falls es kein Erfordernis eines Vorderkantenhochauftriebsmechanismus gäbe.
Die US-A-5,039,032 von Rudolph et al. stellt ein Flugzeug zur Verfügung, welches stark verjüngte Flügelspitzenverlängerungen aufweist, die der Spitze eines bestehenden gepfeilten trapezoidförmigen Flugzeugflügels hinzugefügt sind. Der Flügelspitzennasenradius nimmt in der Außenrichtung ab, eine Flügelspitzendicke nimmt in der Außenrichtung ab und eine Flügelspitzenflügeltiefe nimmt in der Außenrichtung ab.
Die Druckschrift DE 29 09 245 A1 offenbart ein Flugzeug mit Flügeln mit geneigten Flügelspitzen, welches dem Oberbegriff von Anspruch 1 entspricht.
Es besteht ein Bedarf an einer verbesserten geneigten Flügelspitze, insbesondere zu Verwendung bei Flugzeugen, welche bei hohen Unterschallmachzahlen in Betrieb sind. Die ideale geneigte Flügelspitze würde die aerodynamischen Vorteile einer Zunahme der Flügelspannweite bereitstellen, während sie eine verfrühte Grenzschichtablösung unter Hochauftriebsbedingungen vermeidet. Weiterhin würde die optimale Anordnung das Flügelgewicht oder die Flügelkomplexität nicht wesentlich vergrößern. Die vorliegende Erfindung ist darauf gerichtet, diesen Bedarf zu erfüllen.
Zusammenfassung der Erfindung
Gemäß Aspekten der vorliegenden Erfindung wird ein Flugzeug mit hoher Unterschallmachzahl gemäß Anspruch 1 zur Verfügung gestellt.
Gemäß anderen Aspekten dieser Erfindung wird ein transsonischer Flügel zur Verfügung gestellt, welcher einen Hauptflügelabschnitt mit einem Außenende und einer Vorderkante aufweist, wobei das Außenende einen Vorderkantennasenradius umfasst. Der transsonische Flügel umfasst weiterhin eine geneigte Flügelspitze mit einem mit dem Hauptflügelaußenende verbundenen Wurzelende. Jede geneigte Flügelspitze umfasst weiterhin eine Mehrzahl von lokalen Tragflächen, von welchen jede einen Vorderkantennasenradius, eine Flügeltiefe und eine Maximaldicke aufweist. Das Verhältnis von lokalem Nasenradius zu Flügeltiefe geteilt durch den Nasenradius zu Flügeltiefe der Wurzel ist über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze größer als ungefähr 1,5. Das Verhältnis von lokaler Maximaldicke der Flügelspitze geteilt durch die lokale Flügeltiefe der Flügelspitze ist für den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite größer als das Verhältnis von Maximaldicke der Flügelspitzenwurzel geteilt durch eine Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel.
Gemäß noch weiteren Aspekten dieser Erfindung wird eine geneigte Flügelspitze zur Verfügung gestellt, welche ein Innenende, ein Außenende und einen Übergangsbereich aufweist, welcher an dem Innenende angeordnet ist und eingerichtet ist, um an ein Außenende eines transsonischen Hauptflügels anzukoppeln. Die Flügelspitze umfasst weiterhin eine Mehrzahl von lokalen Tragflächen, von welchen jede eine Maximaldicke und eine Flügeltiefe aufweist. Das Verhältnis von lokaler Maximaldicke zu Flügeltiefe der Flügelspitze ist über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite größer als ungefähr 0,12. Das Dicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis nimmt allgemein für den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite in der Außenrichtung zu.
Gemäß noch anderen Aspekten dieser Erfindung wird eine im Allgemeinen ebene geneigte Flügelspitze bereitgestellt, welche eine Vorderkante, eine Hinterkante, eine Flügeltiefe und einen Vorderkantennasenradius umfasst. Das Verhältnis von Vorderkantennasenradius zu Flügeltiefe ist über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze größer als ungefähr 1,5%. Das Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis nimmt über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite im Allgemeinen in der Außenrichtung zu.
Kurze Beschreibung der Figuren
Die vorhergehenden Aspekte und viele der dazugehörigen Vorteile dieser Erfindung werden einfacher gewürdigt werden, wenn dieselbe unter Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Figuren besser verstanden wird, wobei:
1 eine Draufsicht eines Ausführungsbeispiels eines Paars von geneigten Flügelspitzen mit stumpfer Vorderkante ist, das gemäß dieser Erfindung ausgebildet ist und an den Hauptflügeln eines kommerziellen Flugzeugs angewendet wird;
2A eine Detaildraufsicht eines Ausführungsbeispiels einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante ist, wobei ein herkömmliches Hauptflügelaußenende gestrichelt gezeigt ist;
2B eine Detaildraufsicht eines anderen Ausführungsbeispiels einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante ist, wobei ein herkömmliches Hauptflügelaußenende gestrichelt gezeigt ist;
3A eine Perspektivansicht ist, welche schematisch den Übergang von Tragflächenformen zwischen einem Hauptflügelaußenende mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen und einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante darstellt, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
3B eine Querschnittsansicht eines Ausführungsbeispiels einer Tragfläche einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante ist, wobei eine herkömmliche transsonische geneigte Flügelspitzentragfläche gestrichelt gezeigt ist;
4A–4H Darstellungen eines Ausführungsbeispiels einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante sind, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, wobei die horizontale Achse eine Halbspannweitenposition entlang der Prozent-Spannweitenrichtung angibt, und wobei die vertikalen Achsen verschiedene Aspekte der Flügelspitzengeometrie angeben;
5A eine Darstellung einer Druckverteilung entlang einer Flügeltiefe für ein Ausführungsbeispiel einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante ist, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, aufgenommen bei einem Anstellwinkel, welcher geringfügig größer als ein typischer Manövrierfluganstellwinkel ist, wobei die Druckverteilung entlang der Flügeltiefe für eine geneigte Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen gestrichelt gezeigt ist;
5B eine Darstellung von Geometrien entlang einer Flügeltiefe sind, welche den Druckverteilungen von 5A entsprechen;
6 eine Darstellung eines minimalen Druckkoeffizienten C_pmin gegen eine Spannweitenposition für ein Ausführungsbeispiel einer Tragfläche einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante ist, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, aufgenommen bei einem Anstellwinkel, welcher geringfügig größer als ein typischer Manövrierfluganstellwinkel ist, wobei der minimale Druckkoeffizient für eine geneigte Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen gestrichelt gezeigt ist;
7 eine Darstellung eines Auftriebskoeffizienten C_L gegen einen Anstellwinkel α für ein Flugzeug ist, welches ein Ausführungsbeispiel einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, umfasst; und
8 eine Draufsichtsdarstellung ist, welche den Umfang einer anhaftenden Grenzschichtströmung an einer gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante bei einem Anstellwinkel von ungefähr 1 Grad mehr als einem typischen Manövrierfluganstellwinkel zeigt.
Detaillierte Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels
1 stellt ein Ausführungsbeispiel einer geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante 8 (hier auch als stumpfe geneigte Flügelspitze bezeichnet) dar, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, wie sie an einer Anordnung eines sonst herkömmlichen Düsenflugzeugs 10 angewendet wird. Das Flugzeug umfasst einen Rumpf 11 und zwei sich nach außen erstreckende, rückwärts gepfeilte Hauptflügel 12, jeweils mit einer Vorderkante 14 mit einer Vorderkantenpfeilung Λ_LE und mit einer Hinterkante mit einer Hinterkantenpfeilung Λ_TE von weniger Grad oder gleich viel Grad wie die Vorderkantenpfeilung Λ_LE. Die Hauptflügel sind auf eine herkömmliche Weise ausgebildet, so dass sie beispielsweise einen Mittelflügelkasten, einen linken Flügelkasten und einen rechten Flügelkasten umfassen. Jeder Flügelkasten ist unter Verwendung von Vorderholmen und Hinterholmen ähnlich ausgestaltet. Die linken und rechten Flügelkästen umfassen weiterhin verschiedene obere und untere Hautbleche. Der Hauptflügel umfasst weiter hin herkömmliche Hochauftriebs- und Steuerflächensysteme, wie beispielsweise Vorflügel, Klappen, Querruder, Spoiler etc. Ein Paar von gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten stumpfen geneigten Flügelspitzen 8 sind an jedem Hauptflügelaußenende 9 vorgesehen.
Unter Bezugnahme auf 2A sind die stumpfen geneigten Flügelspitzen 8 Elemente mit einer Vorderkante 20 mit einer Pfeilung, welche größer als die Hauptflügelvorderkantenpfeilung Λ_LE ist. Die Pfeilung der Hinterkante 22 der stumpfen geneigten Flügelspitze ist bevorzugt übereinstimmend mit oder größer als die Pfeilung Λ_TE der Hauptflügelhinterkante 18. Obwohl es von einem Herstellungsgesichtspunkt aus bevorzugt ist, eine stumpfe geneigte Flügelspitze mit einer geradlinigen Vorderkante 20 zu verwenden, wie in 2A gezeigt, liegt es im Umfang der vorliegenden Erfindung, eine Vorderkante einer geneigten Flügelspitze mit einer veränderlichen Pfeilung auszubilden, was somit in Draufsicht in einer gebogenen Vorderkante 21 resultiert, wie durch das beispielhafte Ausführungsbeispiel in 2B gezeigt. Zur Einfachheit bei der Herstellung und bei Flugzeugsystemen, zur Minimierung von Wartungskosten im Betrieb und zur Minimierung von Gewicht sind die stumpfen geneigten Flügelspitzen der vorliegenden Erfindung bevorzugt ohne bewegliche Vorderkantenschutzeinrichtungen ausgebildet, beispielsweise Vorderkantenvorflügel, Krügerklappen etc.
Die stumpfen geneigten Flügelspitzen 8 können einem bereits bestehenden Flügel hinzugefügt werden oder können während der Konstruktion eines neuen Flügels integriert oder anderweitig ausgebildet werden. In jedem Fall sollte die Struktur des Hauptflügels 12 abgewandelt werden, wie es angemessen ist, um dem Hinzufügen der stumpfen geneigten Flügelspitze Rechnung zu tragen. Bei dem Ausführungsbeispiel von 2A ist die stumpfe geneigte Flügelspitze mit einer verstärkten Rippe verschraubt, welche an dem Außenende der Hauptflügelholme angeordnet ist. Es gibt zahlreiche andere Weisen, auf welche die Struktur der stumpfen geneigten Flügelspitze mit dem Hauptflügel verbunden werden kann.
3A und 3B stellen verschiedene Parameter dar, welche verwendet werden, um das einzigartige Wesen der vorliegenden Erfindung quantitativ zu beschreiben. Die Querschnittsansicht von 3B ist näherungsweise bei der Mittelspannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze 8 aufgenommen. Die gestrichelte Linie stellt eine herkömmliche transsonische Tragfläche aufgenommen an dem Außenende eines Hauptflügels dar. Beide Tragflächen sind um ihre lokale Flügeltiefe skaliert. Unter Bezugnahme auf 3A ist eine lokale Tragfläche 32 als die Querschnittsform definiert, welche durch den Schnitt der geneigten Flügelspitze 8 mit einer Ebene erzeugt wird, die vertikal und im Allgemeinen parallel zu der Freistromluftströmung (oder Flugrichtung) ist. Die Gesamtkombination von lokalen Tragflächen definiert die Außenform der stumpfen geneigten Flügelspitze. Ähnlich umfasst der Hauptflügel lokale Tragflächen 30. Unter Bezugnahme auf 3B umfasst jede lokale Tragfläche 32 der Flügelspitze einen Hinterkantenpunkt 43, einen Vorderkantenpunkt 44, eine Flügeltiefe c und eine Maximaldicke t_max. Der Hinterkantenpunkt ist als der hinterste Punkt der Tragfläche definiert, falls ein einziger derartiger Punkt existiert, oder andernfalls als der Schwerpunkt aller hintersten Punkte. Der Vorderkantenpunkt 44 ist als der Punkt auf der Tragfläche definiert, welcher am weitesten von dem Hinterkantenpunkt 43 entfernt ist. Die Flügeltiefe c ist als die geradlinige Entfernung von dem Vorderkantenpunkt 44 zu dem Hinterkantenpunkt 43 definiert.
Unter Bezugnahme auf den vergrößerten Abschnitt von 3B umfasst jede lokale Tragfläche der Flügelspitze weiterhin eine Nase N mit einem Nasenradius R. Wie er hier verwendet wird, ist der Nasenradius R als der Radius definiert, welcher einem Kreis entspricht, der durch drei Punkte 44, 45 und 46 verläuft. Der Punkt 44 ist der oben definierte Vorderkantenpunkt. Die Punkte 45 bzw. 46 sind die Punkte, welche um eine Entfernung 0,2% c in Bogenlänge weg von dem Punkt 44, gemessen entlang den oberen bzw. unteren Oberflächen der lokalen Tragfläche, angeordnet sind. Diese Definition des Nasenradius R nähert den durchschnittlichen Krümmungsradius über den vordersten Abschnitt der Tragfläche an. Ebenfalls in 3B gezeigt ist eine maximale lokale Tragflächendicke t_max der Flügelspitze, welche als die maximale Entfernung senkrecht zu der Flügeltiefenlinie zwischen der oberen Oberfläche 47 der lokalen Tragfläche der Flügelspitze und der unteren Oberfläche 48 der Flügelspitzentragfläche definiert ist.
Immer noch unter Bezugnahme auf 3B umfasst eine geneigte Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, lokale Tragflächen mit verhältnismäßig großen Werten eines Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnisses (R/c). Bei ausgewählten Ausführungsbeispielen umfasst die stumpfe geneigte Flügelspitze zusätzlich verhältnismäßig große Werte eines Dicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnisses (t_max/c). Diese Merkmale bestehen bezüglich Nasenradius-zu-Flügeltiefe- und Dicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnissen der benachbarten Hauptflügeltragfläche. Bei der Anordnung von 3A weisen die Tragflächen 30 des Hauptflügels 12 kleine Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnisse (und somit „spitzere" Vorderkanten) auf, um optimale Luftstromeigenschaften während eines Reiseflugbetriebs bei hohen Unterschallmachzahlen zur Verfügung zu stellen. Dies bewirkt, dass die Nase der stumpfen geneigten Flügelspitze stumpfer als die benachbarte Hauptflügelaußenendennase erscheint.
4A–4H sind Darstellungen, welche die Halbspannweitenverteilungen von geometrischen Parametern eines Ausführungsbeispiels einer stumpfen geneigten Flügelspitze darstellen, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist. Diese Werte sollen veranschaulichend für allgemeine Maße und Verläufe sein, und sollen nicht im Hinblick auf irgendeinen speziellen Wert oder irgendeine spezielle Konfiguration beschränkend sein. Somit liegen zahlreiche Abwandlungen in diesen Darstellungen völlig im Umfang der vorliegenden Erfindung.
In 4A ist eine prozentuale Position in Spannweitenrichtung entlang der x-Achse gezeigt, und eine Längsposition (oder stellenweise Position) ist entlang der y-Achse gezeigt. Die prozentuale Position in Spannweitenrichtung ist bezüglich eines einzelnen Flügels, d. h. bezüglich einer Gesamtflügelhalbspannweite. Das dargestellte Ausführungsbeispiel umfasst eine geradlinige Vorderkante 20 über einen Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze mit einer Pfeilung von näherungsweise 57 Grad. Die stumpfe geneigte Flügelspitze umfasst einen als „Übergangsbereich" bezeichneten Abschnitt. Der Übergangsbereich ist derjenige Abschnitt, welcher für einen gleichmäßigen Übergang der Form des Hauptflügels zu der Form des Großteils der geneigten Flügelspitze benötigt wird. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel beginnt die stumpfe geneigte Flügelspitze (und der Übergangsbereich) bei ungefähr 90% Halbspannweite, und der Übergangsbereich endet bei ungefähr 93% Halbspannweite. Definitionsgemäß endet die stumpfe geneigte Flügelspitze bei 100 Halbspannweite.
Unter Bezugnahme auf 4B ist die y-Achse ein Verhältnis der lokalen Flügeltiefe der stumpfen geneigten Flügelspitze zu der Wurzelflügeltiefe der stumpfen geneigten Flügelspitze. Die x-Achse ist eine prozentuale Position in Spannweitenrichtung. Die Flügelspitzenwurzelflügeltiefe wird an dem Anfang der Flügelspitze bestimmt, d. h. in 4B bei ungefähr 90% Halbspannweite. 4A und 4B stellen dar, dass für dieses spezielle Ausführungsbeispiel die Flügelspitzenvorderkante über den Großteil des Übergangsbereichs kongruent zu der Flügelspitzenhinterkante bleibt, wobei anschließend die Flügelspitzenvorderkantenpfeilung zunimmt, um die Flügelspitze in der Außenrichtung zu verjüngen.
Unter Bezugnahme auf 4C ist die y-Achse ein Verhältnis der lokalen Tragflächenmaximaldicke t_max der stumpfen geneigten Flügelspitze geteilt durch die Maximaldicke der Wurzeltragfläche der geneigten Flügelspitze. 4D ist eine Darstellung des lokalen Nasenradius R der stumpfen geneigten Flügelspitze geteilt durch den Nasenradius der Wurzel der geneigten Flügelspitze gegen eine prozentuale Position in Spannweitenrichtung entlang der Flügelhalbspannweite. 4C stellt dar, dass bei diesem Ausführungsbeispiel die stumpfe geneigte Flügelspitze eine näherungsweise konstante Dicke über den Großteil des Übergangsbereichs aufrechterhält. Nach dem Übergangsbereich nimmt die lokale Tragflächendicke auf näherungsweise 40% der Flügelspitzenwurzeldicke ab. 4D stellt dar, dass der lokale Nasenradius R der stumpfen geneigten Flügelspitze in dem Übergangsbereich stark zunimmt, wobei der Flügelspitzennasenradius R anschließend abnimmt, obwohl er immer noch größer als sein Anfangswert und immer noch größer als der Hauptflügelvorderkantenradius an dem Hauptflügelaußenende ist.
Verschiedene stumpfe geneigte Flügelspitzenausführungsbeispiele können gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet werden, einschließlich derjenigen Ausführungsbeispiele mit einem Verhältnis von Nasenradius geteilt durch Wurzelnasenradius gleich oder größer als ungefähr 2 über den Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 3 über wenigstens ein Viertel der Spannweite; diejenigen, welche ein Verhältnis gleich oder größer als ungefähr 4 umfassen; und andere.
Diese Merkmale werden unter Bezugnahme auf 4E–4G weiter erklärt. 4E ist eine Darstellung des Verhältnisses der Maximaldicke zu Flügeltiefe der lokalen Tragfläche der stumpfen geneigten Flügelspitze, (t_max/c)_lokal. 4E stellt dar, dass die stumpfe geneigte Flügelspitze dieses Ausführungsbeispiels über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze ein erhöhtes lokales Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis (t_max/c)_lokal relativ zu der Flügelspitzenwurzel (und/oder einem Großteil eines Hauptflügelaußenendes, abhängig von dem speziellen Hauptflügel) umfasst. Ein Kombinieren der Information von 4B, 4C und 4E zeigt an, dass dieses Verhältnis zunimmt, da die lokale Flügeltiefe schneller abnimmt als die lokale Maximaldicke abnimmt.
Für ein in 4E gezeigtes Ausführungsbeispiel der stumpfen geneigten Flügelspitze nimmt das lokale Maximaldicke-zu-lokale-Flügeltiefe-Verhältnis von ungefähr 10% an der Wurzel der stumpfen geneigten Flügelspitze auf ungefähr 17% an der Außenkante zu. Bei einem anderen Ausführungsbeispiel einer stumpfen geneigten Flügelspitze liegt das Verhältnis in dem Bereich von ungefähr 8% bis ungefähr 17%. Bei noch einem anderen Ausführungsbeispiel liegt das Verhältnis in dem Bereich von ungefähr 10% bis ungefähr 24%. Verschiedene andere Ausführungsbeispiele eines lokalen Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnisses einer stumpfen geneigten Flügelspitze sind möglich, einschließlich derjenigen gleich oder größer als ungefähr 11,5% über den Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 12% über den Großteil der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 13% über wenigstens ein Viertel der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 14% über einen Abschnitt der Spannweite; diejenigen, welche in der Außenrichtung über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze zunehmen; und andere.
4F ist dieselbe Darstellung wie 4E, normiert durch das Verhältnis von Maximaldicke zu Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel, (t_max/c)_Wurzel. Die Flügelspitzenwurzelwerte sind diejenigen Werte an dem Innenende der geneigten Flügelspitze mit stumpfer Vorderkante. Da erwartet wird, dass die stumpfe geneigte Flügelspitze mit einem Übergangsbereich realisiert wird, welcher einen Anfangsradius, eine Maximaldicke und eine Flügeltiefe umfasst, die dem Großteil des Hauptflügelaußenendes ähnlich sind, sind die Flügelspitzenwurzelwerte eine gute Näherung für diese Hauptflügelwerte.
Unter Bezugnahme auf 4F sind die lokalen Verhältnisse (t_max/c)_lokal dargestellt, nachdem sie durch das Wurzelverhältnis (t_max/c)_Wurzel geteilt worden sind. Wie gezeigt, entspricht das Flügelspitzenverhältnis an der 100%-Halbspannweitenposition einer Zunahme von näherungsweise 70% über seinen Anfangswurzelwert. Bei einem anderen Ausführungsbeispiel ist die Zunahme des Verhältnisses ungefähr 125. Bei noch einem anderen Ausführungsbeispiel ist die Zunahme des Verhältnisses ungefähr 140%. Zusätzliche Ausführungsbeispiele der stumpfen geneigten Flügelspitze umfassen ein lokales Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis geteilt durch die Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnisse der Wurzel gleich oder größer als ungefähr 1,15 über den Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze; Verhältnisse gleich oder größer als ungefähr 1,25 über den Großteil der Spannweite; Verhältnisse gleich oder größer als ungefähr 1,40 über wenigstens ein Viertel der Spannweite; Verhältnisse, welche über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze in der Außenrichtung zunehmen; und andere. Diese Werte werden teilweise von dem speziellen Hauptflügelaußenende und/oder dem Dicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Flügelspitzenwurzel abhängen.
4G ist eine Darstellung des Verhältnisses von Radius zu Flügeltiefe der lokalen Tragfläche der stumpfen geneigten Flügelspitze, (R/c)_lokal. 4G stellt dar, dass die stumpfe geneigte Flügelspitze ein erhöhtes lokales Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis (R/c)_lokal relativ zu der Flügelspitzenwurzel umfasst. Eine Kombination der Information von 4B, 4D und 4G zeigt an, dass dieses Verhältnis drastisch zunimmt, da die lokale Flügeltiefe abnimmt, während der lokale Radius zunimmt. An der 100%-Position in Spannweitenrichtung ist das Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Flügelspitze wesentlich größer als das Wurzelverhältnis.
Für ein Ausführungsbeispiel der stumpfen geneigten Flügelspitze liegt der Großteil der Verhältnisse von lokalem Radius zu Flügeltiefe in dem Bereich von ungefähr 0,5% bis ungefähr 6,0%; für ein anderes Ausführungsbeispiel liegt der Großteil in dem Bereich von ungefähr 0,5% bis ungefähr 4,2%. Diese o beren Endwerte für R/c-Verhältnisse sind viel größer als viele der Werte, welche man an herkömmlichen Hauptflügeltragflächen eines transsonischen Flugzeugs findet. Verschiedene andere Ausführungsbeispiele eines lokalen Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnisses einer stumpfen geneigten Flügelspitze sind möglich, einschließlich derjenigen Ausführungsbeispiele gleich oder größer als ungefähr 1,5% über den Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 2% über den Großteil der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 3% über wenigstens ein Viertel der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 4% über einen Abschnitt der Spannweite; diejenigen bis zu ungefähr 4,2%; diejenigen, welche über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze in der Außenrichtung zunehmen; und andere.
4H ist dieselbe Darstellung wie 4G, normiert durch das Verhältnis von Radius zu Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel, (R/c)_Wurzel, d. h. die lokalen Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnisse sind dargestellt, nachdem sie durch das Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Wurzel geteilt worden sind. Wie gezeigt, entspricht das Flügelspitzenverhältnis an der 100%-Halbspannweitenposition einer Zunahme von näherungsweise 11 mal seinem Anfangswurzelwert (d. h. einer Zunahme von mehr als 1000%). Zusätzlich sind verschiedene andere Ausführungsbeispiele der stumpfen geneigten Flügelspitze mit lokalen Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnissen geteilt durch das Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Wurzel möglich, einschließlich derjenigen Ausführungsbeispiele gleich oder größer als ungefähr 1,5 über den Großteil der Spannweite der stumpfen geneigten Flügelspitze; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 5 über den Großteil der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 8 über wenigstens ein Vierteil der Spannweite; diejenigen gleich oder größer als ungefähr 10 über einen Abschnitt der Spannweite; diejenigen, welche in der Außenrichtung über den Großteil der Spannweite der geneigten Flügelspitze zunehmen; und andere.
Die Leistungsfähigkeit einer Tragfläche einer stumpfen geneigten Flügelspitze mit einem verhältnismäßig großen Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis profitiert von dem Vorliegen eines verhältnismäßig großen Dicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnisses. Derartige dicke Tragfläche wären aufgrund der resultierenden schockwellenbezogenen Luftwiderstandsnachteile unpraktisch für typische transsonische Hauptflügelanwendungen. Jedoch sind, wenn sie bei der stumpfen geneigten Flügelspitze der vorliegenden Erfindung verwendet werden, die abschnittsweisen Auftriebskoeffizienten kleiner als diejenigen für die kritischen Abschnitte des Hauptflügels, und die Flügelspitzenvorderkantenpfeilung ist größer als für den Hauptflügel. Diese zwei Faktoren ermöglichen größere Nasenradii und dickere Flügelspitzentragflächen ohne einen wesentlichen Luftwiderstandsnachteil aufgrund von Schockwellen.
Die erhöhten lokalen Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnisse (R/c)_lokal von stumpfen geneigten Flügelspitzen 8 (relativ zu Radius-zu-Flügeltiefe-Verhältnissen von herkömmlichen transsonischen Tragflächen) stellen eine gutartigere Druckkoeffizienten (C_p)-Verteilung für die Grenzschicht während eines Flugs mit niedriger Geschwindigkeit zur Verfügung. Zur Veranschaulichung dieses Merkmals stellt 5A die berechneten Potenzialströmungs-C_p-Verteilungen in Flügeltiefenrichtung an einer Mittelspannweitenposition von zwei separaten geneigten Flügelspitzen dar, welche jeweils dieselbe Form in Draufsicht, aber verschiedene Tragflächenformen aufweisen. Die durchgezogene Linie (mit 33 bezeichnet) zeigt die C_p- Verteilung für ein Ausführungsbeispiel einer stumpfen geneigten Flügelspitze, welche gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist. Die gestrichelte Linie (mit 35 bezeichnet) zeigt die C_p-Verteilung für eine geneigte Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen. Die Berechnungen wurden durchgeführt unter Verwendung einer dreidimensionalen Potenzialströmungsaerodynamikanalyse-Methodik. Die Berechnungen wurden für eine Startkonfiguration bei einem Anstellwinkel, welcher geringfügig größer als ein typischer Manövrieranstellwinkel ist, durchgeführt. 5B zeigt die lokalen Tragflächenvorderkantengeometrien, welche den Druckkoeffizientenwerten von 5A entsprechen.
Die Größe von C_pmin kann verwendet werden, um die Wahrscheinlichkeit einer Grenzschichtablösung in großem Maßstab abzuschätzen, wobei stärker negative Werte einer größeren Ablösungswahrscheinlichkeit entsprechen. Wie in 5A gezeigt, ist der minimale Druckkoeffizientenwert C_pmin (bezeichnet als Element 36) nahe bei –20 für die geneigte Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen, während der minimale Druckkoeffizientenwert C_pmin (als Element 34 bezeichnet) für die stumpfe geneigte Flügelspitze ungefähr –7 ist. Wie bei einer Betrachtung von 5A ersichtlich ist, kann eine Verwendung einer Tragfläche einer stumpfen geneigten Flügelspitze die Größe von C_pmin an der Flügelspitze wesentlich verringern. 6 zeigt die Verteilungen von C_pmin in der Spannweitenrichtung für dieselben in 5A gezeigten Rechnungen. Basierend auf 5A und 6 wird vorhergesagt, dass eine Ablösung in großem Maßstab für die geneigte Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen bei einem kleineren Anstellwinkel als für die stumpfe geneigte Flügelspitze auftritt.
Die stumpfe geneigte Flügelspitze 8 kann einen Flug bei großen Anstellwinkeln vor dem Beginn einer Grenzschichtablösung in großem Maßstab gewährleisten. Zur Veranschaulichung dieses Merkmals ist in 7 eine erster Quadrant-Darstellung eines Flugzeugauftriebskoeffizienten gegen einen Anstellwinkel für ein kommerzielles Verkehrsflugzeug in einer Startkonfiguration gezeigt. Die Information in 7 basiert auf Potenzialströmungs-C_p-Verteilungen korreliert mit einer experimentellen Datenbank, um den Beginn einer Grenzschichtablösung in großem Umfang vorherzusagen.
Element 41 ist der Bereich von Auftriebskoeffizienten, welcher Startsteigflugsanstellwinkelbetriebsbedingungen entspricht. Dieser Bereich ist an einem unteren Anstellwinkel durch den Startsteigflugpunkt 40 begrenzt, und bei einem höheren Anstellwinkel durch den Manöverpunkt 42, welcher eine normale Querneigungswinkeltauglichkeit plus Überschwingen ermöglicht. Bei einigen Konfigurationen kann die Realisierung einer geneigten Flügelspitze mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen in einem Auftriebskoeffizientenwert resultieren, welcher einer Grenzschichtablösung 39 in großem Umfang entspricht, welche nahe an dem Startsteigflugspunkt 40 liegt. Eine derartige Konfiguration könnte zu Leistungsnachteilen und/oder Betriebsbereichsbeschränkungen führen. Im Gegensatz dazu kann eine stumpfe geneigte Flügelspitze zu einem größeren Auftriebskoeffizientenwert für eine Grenzschichtablösung 43 in großem Umfang führen, welche bei einem entsprechend größeren Anstellwinkel auftritt. Somit kann bei einigen Konfigurationen die stumpfe geneigte Flügelspitze 8 den Beginn von Grenzschichtablösung in großem Umfang wesentlich verschieben, was die Verwendung der geneigten Flügelspitze zu einer praktikablen Ausgestaltungsmöglichkeit macht, insbeson dere für Flugzeuge mit herkömmlichen transsonischen Tragflächen über die Hauptflügel.
Bei hohen Geschwindigkeiten sind Flugzeuge mit viel niedrigeren Anstellwinkeln in Betrieb. Die stumpfe geneigte Flügelspitze muss sorgfältig ausgestaltet sein, um einen großen negativen C_p-Wert an der unteren Oberfläche zu vermeiden, welcher zu einer Ablösung und einem erhöhten Luftwiderstand bei großer Geschwindigkeit führen könnte.
8 ist eine Draufsicht einer beispielhaften stumpfen geneigten Flügelspitze mit einer geradlinigen Vorderkante 20 und einer Pfeilung von ungefähr 57 Grad. 8 stellt die Ergebnisse eines Strömungsvisualisierungstests der Einrichtung für eine Startkonfiguration bei einem Anstellwinkel ungefähr 1 Grad größer als der Manöveranstellwinkel für einen typischen Startsteigflug dar. Der Manöveranstellwinkel ist das obere Ende des normalen Betriebsbereichs eines Anstellwinkels. Der quer schraffierte Bereich 103 zeigt eine abgelöste Grenzschichtströmung an, und der nicht quer schraffierte Bereich 101 zeigt eine anhaftende Grenzschichtströmung an. Dieser Messwert zeigt, dass die stumpfe geneigte Flügelspitze darin erfolgreich ist, einen großen Bereich von anhaftender Strömung sogar bei hohen Anstellwinkeln aufrechtzuerhalten. Bei diesem speziellen Test verringerte die stumpfe geneigte Flügelspitze den Startsteigflugluftwiderstand um über 5%, was bestätigt, dass der kleine Umfang an Hinterkantenablösung nicht zu einem nicht hinnehmbaren Luftwiderstandsnachteil führte. Messungen der schwankenden Biegemomente bestätigen, dass der kleine Umfang an Hinterkantenablösung nicht zu einem wesentlichen Schütteln führte.
Wie man von einem Lesen des obigen verstehen wird, überwindet die stumpfe geneigte Flügelspitze der vorliegenden Erfindung eine Anzahl von Nachteilen, welche mit herkömmlichen geneigten Flügelspitzen verknüpft sind, wie die in dem Abschnitt zum Stand der Technik oben erörterten. Ein Überwinden dieser Nachteile ermöglicht es Ingenieuren, Flugzeuge mit hoher Unterschallmachzahl zu konstruieren, welche geneigte Flügelspitzen verwenden, während sie die vollständigen Leistungsvorteile verwirklichen, welche diese bieten.
Insbesondere vermeidet eine gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildete stumpfe geneigte Flügelspitze das Auftreten von nachteiligen aerodynamischen Eigenschaften bei niedriger Geschwindigkeit, welche durch einen vorzeitige Grenzschichtablösung in großem Umfang verursacht werden. Dies wird erreicht, ohne die Verwendung von Vorderkantenhochauftriebseinrichtungen, wie beispielsweise Vorflügel, zu erfordern. Die Vorteile dieser Erfindung umfassen daher Luftwiderstandsverringerungen sowohl für einen Reiseflug als auch für einen Startsteigflug, mit einem minimalen Einfluss auf das Gewicht, die strukturelle Komplexität und die Herstellungskosten der Flügelkonfiguration. Weiterhin verringert das Fehlen von jeglichen beweglichen Teilen Wartungskosten für Fluglinientätigkeiten.
Im Vergleich zu herkömmlichen Flügelspannweitenverlängerungen führt das verhältnismäßig große Verjüngungsverhältnis der vorliegenden Erfindung zu weniger hinzugefügter Fläche und zu einer niedrigeren Belastung bei den Hochlastfaktor-Strukturkonstruktionsbedingungen. Die rückwärts gepfeilte Beschaffenheit der stumpfen geneigten Flügelspitzen bewirkt, dass sich die benachbarten Flügelabschnitte bei den Hochlastfaktor-Strukturkonstruktionsbedingungen mehr mit der Nase nach unten drehen, und entlastet somit den Außenflügel. Die stumpfen geneigten Flügelspitzen haben den zusätzlichen Vorteil, ein Flügelflattern relativ zu herkömmlichen Flügelspannweitenverlängerungen abzuschwächen. Die obigen Elemente führen jeweils zu einem niedrigeren Flugzeuggewicht relativ zu einer herkömmlichen Flügelspannweitenverlängerung, da entsprechend weniger Strukturgewicht benötigt wird.
Die stumpfe geneigte Flügelspitze ist auf eine Vielzahl von Flugzeugen anwendbar, einschließlich derjenigen, welche ausgestaltet sind, um sich mit einer Reiseflugmachzahl in dem Bereich von ungefähr 0,7 bis ungefähr 1,0 zu bewegen; diejenigen, welche ausgestaltet sind, um sich in dem Bereich von ungefähr 0,74 M bis ungefähr 1,0 M zu bewegen; diejenigen, welche ausgestaltet sind, um sich in dem Bereich von ungefähr 0,78 M bis ungefähr 1,0 M zu bewegen; sowie andere. Zusätzlich ist die stumpfe geneigte Flügelspitze auf Hauptflügel mit verschiedenen Vorderkantenpfeilungen anwendbar, einschließlich derjenigen mit einer Vorderkantenpfeilung von ungefähr 27 Grad oder mehr; diejenigen mit einer Vorderkantenpfeilung von ungefähr 15 Grad oder mehr; diejenigen mit einer Vorderkantenpfeilung in dem Bereich von ungefähr 27 Grad bis ungefähr 40 Grad; diejenigen mit einer Vorderkantenpfeilung in dem Bereich von ungefähr 15 Grad bis ungefähr 40 Grad; sowie andere. Weiterhin sind verschiedene Spannweitengrößen einer stumpfen geneigten Flügelspitze möglich, einschließlich derjenigen, welche die Flügelspannweite um ungefähr 4% oder mehr vergrößern; diejenigen, welche die Flügelspannweite um ungefähr 8% oder mehr vergrößern; diejenigen, welche die Flügelspannweite um ungefähr 10% vergrößern; diejenigen, welche die Flügelspannweite um bis zu ungefähr 15% vergrößern; und andere. Verschiedene Pfeilungen für die stumpfe geneigte Flügelspitze sind ebenfalls möglich, ein schließlich Winkeln gleich oder größer als ungefähr 40 Grad; Winkel gleich oder größer als ungefähr 50 Grad; die Winkel in dem Bereich von ungefähr 50 Grad bis ungefähr 60 Grad; und andere.
Während das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt und beschrieben worden ist, wird man verstehen, dass dabei verschiedene Änderungen vorgenommen werden können, ohne von dem Umfang der Erfindung abzuweichen, wie er in den beigefügten Ansprüchen definiert ist. Beispielsweise liegt es im Umfang der vorliegenden Erfindung, Luftströmungs- und Steuerflächenelemente an den gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten stumpfen geneigten Flügelspitzen einzusetzen. Es ist bevorzugt, diese Einrichtungen wegzulassen, um die Komplexität der stumpfen geneigten Flügelspitze und der Flügelkonfiguration minimal zu halten. Mittels eines weiteren Beispiels können verschiedene Beleuchtungskörper an den stumpfen geneigten Flügelspitzen oder an den Hauptflügelflächen in der Nähe der stumpfen geneigten Flügelspitzen platziert werden, wie benötigt und wie es der Raum erlaubt.

Claims

Flugzeug (10) mit hoher Unterschallmachzahl, umfassend: einen Rumpf (11); entgegengesetzte Hauptflügel (12), welche jeweils ein an dem Rumpf angebrachtes Innenende und ein Außenende aufweisen; und ein Paar von geneigten Flügelspitzen (8), wobei jede Flügelspitze ein Außenende und ein Wurzelende, welches mit einem Hauptflügelaußenende verbunden ist, aufweist; wobei eine Spannweite jeder geneigten Flügelspitze wenigstens 4% der halben Spannweite ist, wobei jede geneigte Flügelspitze weiterhin eine Mehrzahl von lokalen Tragflächen umfasst, von welchen jede einen Vorderkantennasenradius (R), eine Flügeltiefe (c) und eine Maximaldicke (t_max) aufweist; wobei das lokale Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Flügelspitze über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite größer als das Nasenradius-zu-Flügeltiefe-Verhältnis des Flügelspitzenwurzelendes ist; dadurch gekennzeichnet, dass das lokale Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Flügelspitze über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite größer als das Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis des Flügelspitzenwurzelendes ist.
Flugzeug nach Anspruch 1, wobei die Flügelspitzenvorderkante in Ansicht eine geradlinige Form über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite umfasst.
Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Flügelspitzenvorderkante in Draufsicht eine gebogene Form umfasst.
Flugzeug nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei das Verhältnis von lokaler Maximaldicke zu Flügeltiefe der Flügelspitze über einen Abschnitt der Flügelspitzen-Spannweite auf Werte von wenigstens 0,15 zunimmt.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–4, wobei das Verhältnis von lokalem Nasenradius zu lokaler Flügeltiefe in der Außenbordrichtung für den Großteil jeder Flügelspitzen-Spannweite zunimmt, wobei der lokale Nasenradius geteilt durch die lokale Flügeltiefe für den Großteil der Tragflächen größer als ungefähr 2% ist.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–5, wobei die geneigten Flügelspitzen (8) feste Strukturen sind, welche keine mechanischen Vorderkantenschutzeinrichtungen enthalten, wobei die Vorderkante der geneigten Flügelspitze eine Pfeilung von ungefähr 55° aufweist; wobei das Verhältnis von Maximaldicke zu Flügeltiefe der Flügelspitze geteilt durch das Verhältnis von Maximaldicke zu Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite größer als 1 ist; wobei der lokale Nasenradius geteilt durch die lokale Flügeltiefe für den Großteil der Tragflächen größer als ungefähr 2% ist.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–6, wobei die Spannweite jeder geneigten Flügelspitze ungefähr 10% der gesamten halben Spannweite ist; wobei die Vorderkantenpfeilung des Hauptflügels ungefähr 34 Grad ist; wobei die geneigte Flügelspitze eine geradlinige Vorderkante über den Großteil ihrer Spannweite mit einer Flügelspitzenvorderkantenpfeilung von ungefähr 57° aufweist; wobei das Maximaldicke-zu-Flügeltiefe-Verhältnis der Flügelspitze von ungefähr 10% an der Flügelspitzenwurzel auf wenigstens ungefähr 16% an dem Flügelspitzenaußenende zunimmt; wobei der Nasenradius zu Flügeltiefe von ungefähr 0,4% an der Wurzel auf wenigstens ungefähr 4,0% an dem Flügelspitzenaußenende zunimmt; und wobei die Reiseflugmachzahl des Flugzeugs gleich oder größer als ungefähr Mach 0,78 ist.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–7, wobei das Verhältnis von lokaler Maximaldicke zu Flügeltiefe geteilt durch das Verhältnis von Maximaldicke zu Flügeltiefe der Wurzel von 1 an der Flügelspitzenwurzel auf einen Wert von wenigstens ungefähr 1,3 über einen Abschnitt der Flügelspitze zunimmt.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–8, wobei jeder Hauptflügel weiterhin eine Vorderkantennase umfasst, wobei, wenn man von dem Hauptflügel zu der Flügelspitze geht, die Nase einen Übergang von einer verhältnismäßig spitzen Nasenform an dem Hauptflügel zu einer verhältnismäßig stumpfen Nasenform an der geneigten Flügelspitze aufweist.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–9, wobei das Verhältnis von lokalem Nasenradius zu Flügeltiefe der Flügelspitze geteilt durch das Verhältnis von Nasenradius zu Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel von 1 an der Flügelspitze auf einen Betrag größer als ungefähr 1,5 über einen Abschnitt der Flügelspitzen-Spannweite zunimmt.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–10, wobei die geneigten Flügelspitzen feste Strukturen sind, welche keine Vorderkantenschutzeinrichtungen enthalten.
Flugzeug nach einem der Ansprüche 1–11, wobei das Verhältnis von lokaler Dicke zu Flügeltiefe der Flügelspitze geteilt durch die Dicke zu Flügeltiefe der Flügelspitzenwurzel den Wert größer als 1,15 über den Großteil der Flügelspitzen-Spannweite aufweist.