WO2013120472A1 - Flügel - Google Patents

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WO2013120472A1
WO2013120472A1 PCT/DE2013/000036 DE2013000036W WO2013120472A1 WO 2013120472 A1 WO2013120472 A1 WO 2013120472A1 DE 2013000036 W DE2013000036 W DE 2013000036W WO 2013120472 A1 WO2013120472 A1 WO 2013120472A1
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wing
flap
nose
aircraft
blow
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Inventor
Rolf Radespiel
Marco BURNAZZI
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Technische Universität Braunschweig Carolo-Wilhelmina
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    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/08—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like adjustable
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    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B64C9/323—Air braking surfaces associated with wings
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the invention relates to a wing for an aircraft, in particular a commercial aircraft, wherein the wing has a high-lift flap, which is referred to below as co-anda flap, and an exhaust port.
  • the invention also relates to an aircraft with such a wing.
  • the invention relates to a method for landing or launching a fixed-wing aircraft.
  • Coanda flaps are known in which tangent to the airfoil air is discharged from the wing to the outside.
  • the discharge opening for the tangential air jet at the beginning of the predetermined by the knocked out flap contour geometry for deflecting the flow can be designed so that flap angle can be realized much greater than 30 ° without flow separation.
  • Such Coanda flaps have so far been used for production aircraft only in the military field, for example, the Starfighter.
  • the invention has for its object to enable a high lift coefficient over a large angle of attack at low pulse current of the blow.
  • the invention solves the problem by a wing according to claim 1, a Aircraft according to claim 5 and a method according to claim 6.
  • the invention is based on the knowledge, gained in elaborate simulations, that a nasal valve can be designed in such a way that the momentum loss in front of the outlet opening can be reduced. This prevents stalling of the Coanda flap and wing nose, allowing the wing to be raised to a higher angle of attack before stalling occurs. It is known for high-lift wings with Fowler flaps that nasal valves increase buoyancy. Surprisingly, however, it has been found that a nasal valve promotes the effect of a Coanda flap more than the effect of a Fowler flap. This effect is due to the fact that with a Fowler flap, the stall problem in the case of a well-designed nose flap is shifted from the wing nose to the trailing edge of the main wing.
  • a nasal valve reduces the negative pressure on the profile nose.
  • the boundary layer losses occurring in the vicinity of the rear edge of the main wing already at relatively small angles of incidence lead to a flow separation which limits the achievable lift coefficient.
  • the large flow deflection in the area of the trailing edge of the main wing creates a large area of high vacuum. This negative pressure has the effect that the boundary layer is relieved there, a flow separation is thus avoided.
  • the aircraft is understood to mean a commercial aircraft, that is to say an aircraft which meets the requirements for approval as a commercial aircraft, and a flap arranged below the Coanda flap with regard to the flow direction at the rear part of the wing.
  • a vent-like recess in the wing is understood by the blow-off opening, from which air can be delivered tangentially to the profile of the wing at a high speed.
  • the blow-off opening is arranged relative to the Coanda flap in such a way that a Coanda flow is established, that is to say that the flow of air flowing out of the blow-off opening follows the contour of the wing and thus the contour of the Coanda flap.
  • This nasal valve can be designed as a shape-variable nose flap.
  • the nose flap may also have a fixed contour and be foldable. If the nose flap is hinged, that is, it has a front part in the flow direction, which is attached by means of a hinged joint to a main part of the wing.
  • the nasal valve can also be connected by means of a multi-joint or a combined sliding joint with the main body.
  • the influence of the gap-free nose flap on the maximum achievable angle of attack is also greater with the Coanda flap than with conventional Fowler flaps. The reason for this is that the otherwise existing risk of flow separation in the rear area of the main wing does not exist when a Coanda flap is used.
  • the Coanda flap thus improves the effect of the gap-free nasal valve.
  • the nasal valve also improves the effect of the Coanda flap, that is, there are large buoyancy gains for the pulse stream of the blown-out sens. It can thus be spoken of a double symbiotic effect.
  • the exhaust opening is designed such that a Wandtangentialer wall jet of a relative height between 0.0005 and 0.0015 of the tread depth is formed. It has been found that such a wall jet enables a particularly large increase in the lift coefficient with at the same time a relatively low momentum flow through the discharge opening.
  • the nasal valve is movable so that a slope of a nasal tip of the nasal valve is adjustable to at least 60 °. This slope is the difference between the direction of the skeleton line of the airfoil profile on the profile nose in cruising flight and the direction of the skeleton line at the same point in landing approach or at takeoff.
  • FIG. 1 shows a diagram in which the lift coefficient C
  • Figure 6 is a schematic view of a commercial aircraft according to the invention.
  • FIG. 1 shows a diagram in which the lift coefficient C
  • the angle of attack ⁇ is the angle between the incoming air and the chord (reference numeral 16 in Figures 2, 3, 4) of the wing.
  • Vj velocity of the air flowing out of the exhaust port p co : density of the incoming air
  • the lift coefficient q passes through a maximum at a critical angle cikrit ⁇ ).
  • the critical angle of attack a kri t ( ⁇ ) decreases as the momentum coefficient ⁇ ⁇ increases .
  • FIG. 2 shows in the subfigure 2a a cross section through a vane 10, wherein additionally the adjusting pressure field is indicated. Selected isobars and flow paths are shown.
  • the wing 10 has a Coanda flap 12 and a blow-out opening 14.
  • a first vacuum area in the form of a suction tip 20 builds up on a profile nose 18.
  • the pressure p increases, which leads to momentum losses in the boundary layer. This in turn leads to a separation of the flow, so that the critical angle of attack a kr it is relatively small.
  • the boundary layer losses lead to a large mass flow having to be blown out of the blow-out opening 14.
  • FIG. 2b shows the region of the wing 10 on the Coanda flap 12 behind the blow-off opening 14.
  • the blow-off opening 14 is arranged in the flow direction immediately before a bend 22 on the trailing edge 24 of the main profile.
  • FIG. 3 shows the wing 10 according to FIG. 2, which additionally has a nose flap 26.
  • the nose flap 26 has a shape-variable, outer contour. This can be achieved by an internal mechanism, for example, a multi-joint fixed to a main part of the wing 10. Such multiple joints are known from the prior art.
  • the suction tip 20 is located less at the profile nose 18. Furthermore, a negative pressure field 28 at the trailing edge 24 immediately behind the exhaust opening 14 is significantly weaker. As a result, a wall jet 30 discharged from the blow-off opening 14 shows fewer detachments and better follows the profile line. This results in a higher Buoyancy for the wing shown in Figure 3.
  • is for the wing shown in Figure 3 5.452, for the wing 10 in Figure 2a, however, only 5.266.
  • FIG. 3 shows that the exhaust opening 14 has a relative height H of 0.001 of the tread depth.
  • FIG. 4a shows a dependence of the lift coefficient ci on the angle of attack ⁇ for different contour angles of the nose flap on the profile nose ⁇ .
  • ⁇ the difference of the skeleton line of the wing profile at the nose at take-off and landing and the skeleton line in cruising flight is called.
  • FIG. 5 shows in subfigure 5a the dependence of the lift coefficient Ci on the input value ⁇ for another shape of the profile nose 18, in which a rash of the nose flap with fixed geometry and a hinge line on the chord of the airfoil profile takes place.
  • FIG. 5b shows the nose flap with a fixed geometry.
  • the wing 10 has a hinged joint 27, by means of which the nose flap 26 is pivotable.
  • hinge lines on the bottom of the wing profile and between chord and wing profile are possible.
  • FIG. 6 shows an aircraft 31 according to the invention with two wings 1 0.1, 1 0.2 according to the invention and two compressed-air sources 32.1, 32.2 in the form of engines which supply the blow-off openings 14 with compressed air. There are bleed air lines leading from the engines to the exhaust openings 14. Alternatively, solutions are conceivable in which the engines 32.1 and 32.2 drive electric generators that generate electrical power for the operation of compressors in the wing.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Check Valves (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft einen Flügel für ein Flugzeug (31), wobei der Flügel eine Hochauftriebs-Klappe (12) und eine Ausblasöffnung (14) aufweist, wobei der Flügel (10) eine spaltfreie Nasenklappe (26) besitzt, die so positionierbar angeordnet ist, dass die Verluste der Strömungsgrenzschicht der Flügeloberseite kurz vor der Ausblasöffnung (14) verringert werden.

Description

Flügel Die Erfindung betrifft einen Flügel für ein Flugzeug, insbesondere ein Verkehrsflugzeug, wobei der Flügel eine Hochauftriebsklappe, die im Folgenden als Co- anda-Klappe bezeichnet wird, und eine Ausblasöffnung aufweist. Die Erfindung betrifft zudem ein Flugzeug mit einem derartigen Flügel. Gemäß einem zweiten Aspekt betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Landen oder Starten eines Starrflüglers.
Es ist erwünscht, dass Verkehrsflugzeuge möglichst leise starten und landen, um die Lärmbelästigung der Anwohner klein zu halten. Es ist zudem günstig, wenn Verkehrsflugzeuge mit einer möglichst kurzen Start- bzw. Landebahn auskommen, so dass bestehende Infrastrukturen auch durch größere Flugzeuge genutzt werden können.
Zur Erhöhung des Auftriebs bei geringer Anströmgeschwindigkeit, beispielsweise beim Landeanflug oder kurz nach dem Start, sind Coanda-Klappen bekannt, bei denen tangential zum Flügelprofil Luft aus dem Flügel nach außen abgegeben wird. Dabei kann die Ausblaseöffnung für den tangentialen Luftstrahl am Beginn der durch die ausgeschlagene Klappenkontur vorgegebenen Geometrie zur Umlenkung der Strömung so entworfen werden, dass Klappenwinkel wesentlich größer als 30° ohne Strömungsablösungen realisiert werden können. Derartige Coanda-Klappen sind bislang für Serienflugzeuge nur im militärischen Bereich eingesetzt worden, beispielsweise beim Starfighter.
Nachteilig an Flügeln mit Coanda-Klappe ist, im Falle von großen Klappen, deren Verhalten bei großen Anstellwinkeln. Dieser Betriebszustand ergibt sich sowohl beim Starten als auch beim Landen. Um in diesen Situationen den Auftriebsbeiwert zu erhöhen, muss der Impulsstrom gesteigert werden, mit dem Luft aus der Ausblasöffnung abgegeben wird. Dann aber sinkt der Anstellwin-
|Bestätigungskopie| kel, unter dem der Auftriebsbeiwert maximal wird.
Beim Landeanflug und beim Starten soll der Auftriebsbeiwert jedoch möglich groß sein. Gleichzeitig soll aber auch der fliegbare Bereich des Anstellwinkels möglichst groß und der Impulsstrom des Ausblasens möglichst klein sein. Da alle drei Forderungen bislang nicht erfüllt werden konnten, haben sich Coanda- Klappen bei Verkehrsflugzeugen bislang nicht durchgesetzt.
Aus der US 2007/0034746 A1 ist ein Flügel mit einer Nasenklappe mit Spalt und mit Fowlerklappen bekannt. Aus dieser Schrift ist auch bekannt, dass bei einer aktiven Kontrolle der Strömungsgrenzschichten an einem Flügel mit Nasenklappe mit Spalt und Fowlerklappe durch eine geschickte Kombination von lokalem Absaugen und Ausblasen an diesem Flügel die negativen Auswirkungen der Strömungsgrenzschichten vermindert und so der Auftriebswert des Tragflügels erhöht werden kann. Es ist bekannt, dass Nasenklappen mit Spalt bei Fowlerklappen ohne aktiven Luftausstoß einen größeren Effekt haben als Nasenklappen ohne Spalt.
Aus der DE 10 2004 045 651 A1 ist ein Tragflügel eines Flugzeugs mit einem veränderbaren Profil bekannt. Dadurch wird die Aufgabe gelöst, einen Tragflügel mit einer veränderbaren Wölbung zu schaffen, so dass die Lastverteilung im Tragflügel verbessert wird.
Aus der US 2010/0140416 A1 ist ein Strahltriebwerk bekannt, bei dem an der Einströmkante Luft eingedüst wird, um den Auftrieb zu verringern, der durch die Strömung an der Einströmkante verursacht wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen hohen Auftriebsbeiwert über einen großen Anstellwinkelbereich bei niedrigem Impulsstrom des Ausblasens zu ermöglichen.
Die Erfindung löst das Problem durch einen Flügel gemäß Anspruch 1 , ein Flugzeug gemäß Anspruch 5 und ein Verfahren gemäß Anspruch 6.
Der Erfindung liegt die in aufwändigen Simulationen gewonnene Erkenntnis zugrunde, dass eine Nasenklappe so ausgebildet werden kann, dass der Impuls- erlust vor der Ausblasöffnung verringerbar ist. Das verhindert einen Strö- mungsabriss an der Coanda-Klappe und an der Flügelnase, so dass der Flügel bis zu einem höheren Anstellwinkel angestellt werden kann, bevor es zu einem Strömungsabriss kommt. Es ist für Hochauftriebsflügel mit Fowler-Klappen bekannt, dass Nasenklappen den Auftrieb erhöhen. Überraschend hat sich jedoch herausgestellt, dass eine Nasenklappe die Wirkung einer Coanda-Klappe stärker fördert als die Wirkung einer Fowler-Klappe. Dieser Effekt ist darauf zurückzuführen, dass bei einer Fowler-Klappe das Problem mit dem Strömungsabriss im Fall einer gut ausge- legten Nasenklappe von der Flügelnase an die Hinterkante des Hauptflügels verlagert wird.
Es ist bekannt, dass eine Nasenklappe den Unterdruck an der Profilnase reduziert. Die auftretenden Grenzschichtverluste führen aber in der Nähe der Hin- terkante des Hauptflügels schon bei relativ kleinen Anstellwinkeln zu einer Strömungsablösung, die den erreichbaren Auftriebsbeiwert begrenzt. Im Fall einer Coanda-Klappe besteht durch die große Strömungsumlenkung im Bereich der Hinterkante des Hauptflügels ein ausgedehntes Gebiet mit starkem Unterdruck. Dieser Unterdruck hat die Wirkung, dass die Grenzschicht dort entlastet wird, eine Strömungsablösung wird so vermieden.
Es hat sich herausgestellt, dass eine spaltfreie Nasenklappe in Kombination mit der Coanda-Klappe zu einer besonders ausgeprägten Steigerung des Auftriebsbeiwerts führt. Es wäre daher eigentlich zu erwarten gewesen, dass eine Nasenklappe mit Spalt (Slats) zu bevorzugen ist. Es hat sich aber herausgestellt, dass die spaltfreie Nasenklappe die Strömungsverluste der Ausblasöffnung besonders effizient erhöht. lm Rahmen der vorliegenden Beschreibung wird unter dem Flugzeug ein Verkehrsflugzeug verstanden, also ein Flugzeug, das die Voraussetzung für eine Zulassung als Verkehrsflugzeug erfüllt und unter der Coanda-Klappe eine be- züglich der Strömungsrichtung am hinteren Teil des Flügels angeordnete Klappe.
Unter der Ausblasöffnung wird insbesondere eine schlitzartige Ausnehmung in dem Flügel verstanden, aus dem Luft mit einer hohen Geschwindigkeit tangen- tial zum Profil des Flügels abgegeben werden kann. Die Ausblasöffnung ist so relativ zur Coanda-Klappe angeordnet, dass sich ein Coanda-Strom einstellt, das heißt, dass der Strom der aus der Ausblasöffnung ausströmenden Luft der Kontur des Flügels und damit der Kontur der Coanda-Klappe folgt. Durch das Umlenken dieses Luftstroms nach unten mittels der Coanda-Klappe wird in der Umgebung der Ausblasöffnung ein Unterdruck erzeugt, der den Auftriebsbeiwert erhöht.
Diese Nasenklappe kann als formvariable Nasenklappe ausgeführt sein. Alternativ kann die Nasenklappe auch eine feste Kontur besitzen und klappbar sein. Ist die Nasenklappe klappbar, das heißt, besitzt sie einen in Strömungsrichtung vorderen Teil, der mittels eines Klappgelenks an einem Hauptteil des Flügels befestigt ist. Die Nasenklappe kann aber auch mittels eines Mehrgelenks oder eines kombinierten Schiebegelenks mit dem Hauptteil verbunden sein. Der Einfluss der spaltfreien Nasenklappe auf den maximal erreichbaren Anstellwinkel ist zudem mit der Coanda-Klappe größer als bei herkömmlichen Fowler-Klappen. Der Grund dafür ist, dass die ansonsten bestehende Gefahr der Strömungsablösung im hinteren Bereich des Hauptflügels nicht besteht, wenn eine Coanda-Klappe eingesetzt wird. Die Coanda-Klappe verbessert da- her die Wirkung der spaltfreien Nasenklappe. Wie oben ausgeführt, verbessert zudem die Nasenklappe die Wirkung der Coanda-Klappe, das heißt, es ergeben sich große Auftriebsgewinne für den eingesetzten Impulsstrom des Ausbla- sens. Es kann damit von einer doppelt symbiotischen Wirkung gesprochen werden.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Ausblasöffnung so ausge- bildet, dass ein wandtangentialer Wandstrahl einer relativen Höhe zwischen 0,0005 und 0,0015 der Profiltiefe entsteht. Es hat sich gezeigt, dass ein derartiger Wandstrahl eine besonders starke Erhöhung des Auftriebsbeiwerts bei gleichzeitig relativ geringem Impulsstrom durch die Ausblasöffnung ermöglicht. Vorzugsweise ist die Nasenklappe so bewegbar, dass eine Steigung einer Nasenspitze der Nasenklappe auf zumindest 60°einstellbar ist. Diese Steigung ist die Differenz zwischen der Richtung der Skelettlinie des Tragflügelprofils an der Profilnase im Reiseflug und der Richtung der Skelettlinie an der gleichen Stelle im Landeanflug oder beim Start.
lm Folgenden wird die Erfindung anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Dabei zeigt eine Darstellung des Auftriebsbeiwerts über dem Anstellwinkel für einen Flügel mit Coanda-Klappe, aber ohne Nasenklappe, wie er aus dem Stand der Technik bekannt ist, mit den Teilfiguren 2a und 2b einen Flügel nach dem Stand der Technik in einem Querschnitt, den Querschnitt durch einen erfindungsgemäßen Flügel mit Nasenklappe bei ansonsten gleichen Randbedingungen, in seiner Teilfigur 4a ein Diagramm, in dem der Auftriebsbeiwert C| über den Anstellwinkel α für einen erfindungsgemäßen Flügel aufgetragen ist, und in seiner Teilfigur 4b die Kontur der Nasenklappe mit einer formvariablen Kontur und die Druckverteilung, in seiner Teilfigur 5a die Darstellung des Auftriebsbeiwerts q gegenüber dem Anstellwinkel α für eine weitere Kontur einer Nasenklappe mit fester Kontur und in seiner Teilfigur 5b die Kontur der zugehörigen Nasenklappe, und Figur 6 eine schematische Ansicht eines erfindungsgemäßen Verkehrsflugzeugs. Figur 1 zeigt ein Diagramm, in dem der Auftriebsbeiwert C| eines Tragflügelprofils, für den
2Fa Fa Formel 1 c, =— f- = ~r mit:
pv2A q A
Fa : Auftriebskraft,
P : Dichte,
v : Anströmgeschwindigkeit
A: Bezugsfläche des Körpers
q: Staudruck
gilt, gegen den Anstellwinkel α aufgetragen. Der Anstellwinkel α ist der Winkel zwischen der anströmenden Luft und der Profilsehne (Bezugszeichen 16 in den Figuren 2, 3, 4) des Flügels.
Es ist zu erkennen, dass bei konstantem Impulsbeiwert ομ, für den
Formel 2
Figure imgf000009_0001
r : Massestrom aus der Ausblasöffnung,
Vj: Geschwindigkeit der aus der Ausblasöffnung strömenden Luft pco : Dichte der zuströmenden Luft,
v«, : Anströmgeschwindigkeit der zuströmenden Luft
S: Flügelfläche
gilt, der Auftriebsbeiwert q ein Maximum bei einem kritischen Anstellwinkel cikrit^) durchläuft. Der kritische Anstellwinkel akrit(^) sinkt mit zunehmendem Impulsbeiwert ομ.
Wenn also hohe Auftriebsbeiwerte Q erreicht werden sollen, so muss das bei einem Profil nur mit Coanda-Klappe damit erkauft werden, dass der kritische Anstellwinkel akrit sinkt. Es ist für den Wert cM = 0,0693 (oberste Linie) zu er- kennen, dass der Auftriebsbeiwert q beim Überschreiten des kritischen Anstellwinkels ak t stark abfällt. Dieses Verhalten ist für Verkehrsflugzeuge im Wesentlichen nicht akzeptabel.
Figur 2 zeigt in der Teilfigur 2a einen Querschnitt durch einen Flügel 10, wobei zusätzlich das sich einstellende Druckfeld angegeben ist. Es sind ausgewählte Isobaren und Strömungspfade eingezeichnet. Es ist zu erkennen, dass der Flügel 10 eine Coanda-Klappe 12 und eine Ausblasöffnung 14 aufweist. In Figur 2 beträgt der Anstellwinkel a=2°, das heißt, dass eine Profilsehne 16 einen Winkel von 2° mit der anströmenden Luft bildet. Es ist zu erkennen, dass sich an einer Profilnase 18 ein erstes Unterdruckgebiet in Form einer Saugspitze 20 aufbaut. In Strömungsrichtung hinter der Saugspitze 20 steigt der Druck p an, was zu Impulsverlusten in der Grenzschicht führt. Dies wiederum führt zu einem Ablösen der Strömung, so dass der kritische Anstellwinkel akrit relativ klein ist. Des Weiteren führen die Grenz- Schichtverluste dazu, dass ein großer Massenstrom aus der Ausblasöffnung 14 ausgeblasen werden muss.
Figur 2b zeigt den Bereich des Flügels 10 an der Coanda-Klappe 12 hinter der Ausblasöffnung 14. Die Ausblasöffnung 14 ist in Strömungsrichtung unmittelbar vor einer Krümmung 22 an der Hinterkante 24 des Hauptprofils angeordnet.
Figur 3 zeigt den Flügel 10 gemäß Figur 2, der zusätzlich eine Nasenklappe 26 besitzt. Die Nasenklappe 26 besitzt eine formvariable, äußere Kontur. Das ist durch einen innen liegenden Mechanismus erreichbar, beispielsweise ein Mehr- fachgelenk an einem Hauptteil des Flügels 10 befestigt. Derartige Mehrfachgelenke sind aus dem Stand der Technik bekannt.
Es ist zu erkennen, dass die Saugspitze 20 an der Profilnase 18 weniger lokalisiert ist. Des Weiteren ist ein Unterdruckfeld 28 an der Hinterkante 24 unmittel- bar hinter der Ausblasöffnung 14 deutlich schwächer ausgebildet. Das führt dazu, dass ein von der Ausblasöffnung 14 abgegebener Wandstrahl 30 weniger Ablösungen zeigt und der Profillinie besser folgt. Daraus resultiert ein höherer Auftrieb für den in Figur 3 gezeigten Flügel. Der Auftriebs-Koeffizient C| beträgt für den in Figur 3 gezeigten Flügel 5,452, für den Flügel 10 in Figur 2a jedoch nur 5,266. Figur 3 zeigt, dass die Ausblasöffnung 14 eine relative Höhe H von 0,001 der Profiltiefe hat.
Figur 4a zeigt eine Abhängigkeit des Auftriebsbeiwerts ci vom Anstellwinkel α für verschiedene Konturwinkel der Nasenklappe an der Profilnase σ . Mit σ wird die Differenz der Skelettlinie des Tragflügelprofils an der Nase bei Start und Landung und der Skelettlinie im Reiseflug bezeichnet.
Es ist zu erkennen, dass der Auftriebsbeiwert C| umso größer ist, je größer die Steigung σ ist. Die eingefügte kleine Zeichnung im Diagramm zeigt die Verläu- fe der Nasenklappe für die im Diagramm gezeigten Steigungen σ .
Figur 4b zeigt den Flügel 10 für den Fall σ = 90°.
Figur 5 zeigt in Teilfigur 5a die Abhängigkeit des Auftriebsbeiwerts Ci vom An- Stellwi nkel α für eine weitere Form der Profilnase 18, bei der ein Ausschlag der Nasenklappe mit fester Geometrie und eine Scharnierlinie auf der Profilsehne des Tragflügelprofils erfolgt.
Figur 5b zeigt die Nasenklappe mit fester Geometrie. Der Flügel 10 besitzt ein Klappgelenk 27, mittels dem die Nasenklappe 26 verschwenkbar ist. Selbstverständlich sind auch Scharnierlinien auf der Unterseite des Tragflügelprofils und zwischen Profilsehne und Tragflügelprofil möglich.
Figur 6 zeigt ein erfindungsgemäßes Flugzeug 31 mit zwei erfindungsgemäßen Flügeln 1 0.1 , 1 0.2 und zwei Druckluftquellen 32.1 , 32.2 in Form von Triebwerken, die die Ausblasöffnungen 14 mit Druckluft versorgen. Dazu existieren Zapfluftleitungen, die von den Triebwerken zu den Ausblasöffnungen 14 führen. Alternativ sind auch Lösungen denkbar, bei denen die Triebwerke 32.1 und 32.2 elektrische Generatoren antreiben, die elektrische Leistungen für den Betrieb von Kompressoren im Tragflügel erzeugen.
Bezugszeichenliste
10 Flügel
12 Coanda-Klappe 14 Ausblasöffnung
16 Profilsehne
18 Profilnase
20 Saugspitze 22 Krümmung
24 Hinterkante
26 Nasenklappe
28 Unterdruckfeld 30 Wandstrahl
31 Flugzeug
32 Druckluftquellen
C| Auftriebsbeiwert α Anstellwinkel σ Steigung
H relative Höhe
T Profiltiefe

Claims

Patentansprüche:
Flügel für ein Flugzeug (31 ), wobei der Flügel
(a) eine Hochauftriebs-Klappe (12) und
(b) eine Ausblasöffnung (14) aufweist,
dadurch gekennzeichnet, dass
(c) der Flügel (10) eine spaltfreie Nasenklappe (26) besitzt, die so positionierbar angeordnet ist, dass die Verluste der Strömungsgrenzschicht der Flügeloberseite kurz vor der Ausblasöffnung (14) verringert werden.
Flügel nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Ausblasöffnung (14) so ausgebildet ist, dass ein wandtangentialer Wandstrahl (30) einer relativen Höhe (H) zwischen 0,0005 und 0,0015 der Profiltiefe (T) entsteht.
Flügel nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Nasenklappe (26) so bewegbar ist, dass eine Steigung einer Profilnase (18) der Nasenklappe (26) auf zumindest 30° einstellbar ist.
Flügel nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Nasenklappe (26) eine formvariable Nasenklappe oder eine klappbare Nasenklappe mit fester Kontur ist.
5. Flugzeug, insbesondere Verkehrsflugzeug, mit
(a) zumindest einem Flügel (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche,
(b) einer Druckluftquelle, die mit der Ausblasöffnung (14) verbunden ist, und
(c) einem Bordrechner, der ausgebildet ist zum Ansteuern der Druckluftquelle, so dass Druckluft mit einer Ausblasgeschwindigkeit von zumindest dem Zweifachen der Fluggeschwindigkeit aus der Ausblasöffnung (14) ausblasbar ist.
6. Verfahren zum Landen oder Starten eines Starrflüglers, insbesondere eine Verkehrsflugzeugs, mit zumindest einem Flügel nach einem der vorstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch den Schritt des Ausblasens von Luft durch die Ausblasöffnung (14) mit einer Ausblasgeschwindigkeit von zumindest dem Zweifachen der Fluggeschwindigkeit.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass zu zumindest einem Zeitpunkt die Steigung ( σ ) der Profilnase (18) zumindest 30° beträgt.
8. Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass zu zumindest einem Zeitpunkt ein Anstellwinkel (a) des Flügels (10) größer ist als 5°.
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