WO2015027990A1 - Tragflügel - Google Patents

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WO2015027990A1
WO2015027990A1 PCT/DE2014/100291 DE2014100291W WO2015027990A1 WO 2015027990 A1 WO2015027990 A1 WO 2015027990A1 DE 2014100291 W DE2014100291 W DE 2014100291W WO 2015027990 A1 WO2015027990 A1 WO 2015027990A1
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WO
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wing
vortex
tubular element
edge
tube
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PCT/DE2014/100291
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Inventor
Rainer Buffo
Eike STUMPF
Original Assignee
Rwth Aachen
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
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    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • B64C23/076—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices comprising one or more separate moveable members thereon affecting the vortices, e.g. flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
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    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • 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 according to the preamble of patent claim 1.
  • Such a wing consists of a wing leading edge, a trailing edge and at the free end extending between the wing leading edge and wing trailing edge of the wing.
  • the term hydrofoil encompasses all buoyancy-generating surfaces, ie in particular those of airplanes, helicopters or wind turbines, and thus ultimately, for example, a rotor blade or a landing flap.
  • the buoyancy of a wing is caused by a pressure difference between the wing top and the wing bottom.
  • a pressure equalization At the free end of the wing (ie at the edge of the wing) there is a pressure equalization, which generates an accelerated flow from the wing underside to the wing upper side.
  • This flow around the wing tip and the wing edge creates an intense whirling motion, which produces a few aircraft lengths behind the wing a fully trained wake turbulence.
  • this has a rotational vortex center. This vortex axis originates from the wing tip and remains approximately horizontal in the vicinity of the flight path or decreases slightly over time.
  • the vortex does not release itself until a few minutes after passing the flight on.
  • the tangential velocity present in the two vertebrae is so high, especially at take-offs and landings, that it can pose a great danger to subsequent aircraft; Therefore, there are international rules on minimum follow-up intervals.
  • winglets parts that are referred to as winglets. These are wings or wing-like extensions at the wing tip, which serve primarily a higher buoyancy efficiency. A side effect of this effect is that they distribute the vorticity in the wing tip area on two or more vertebrae and thus they are less intense overall. Also known is a number of attachments on the wing. Their task is either to induce turbulence in the vortex, to widen it or to create or stimulate an embracing vortex system. Specially for the wing tip here the known winglets but also porous wing tips and cylinders placed vertically in the vortex are used. Also known are blowouts of any kind which are to introduce air currents into the vertebra at the tip of the wing in order to disturb it.
  • the known device aim to make the vortex less intense. All solutions, with the exception of the winglets, are not used in the aircraft industry despite a potential potential, as the vortex disturbance is due to turbulence to be introduced into the vortex and this represents an unequaled high degree of additional aerodynamic drag when the solutions are permanently mounted. This resistance could be accepted in flight situations in which the vortex is to be disturbed, but not in those in which the vortex danger is not great, such as in long-range cruising flight.
  • Winglets are the only potential solution to mitigate hazards, but are primarily designed to increase lift efficiency. At the same time, one can only pursue both goals with compromises: Winglets therefore have a favorable side effect on the vortex intensity, since a weakened system of vertebrae arises at the bend and at the tip of the winglet. Thus, mere enlargement of the winglet surface would not lead to success, but rather the attachment of additional winglet surfaces. Both measures bring a recovery increase in weight, frictional resistance and interference resistance (a type of resistance due to turbulence at angular transitions).
  • the invention has for its object to improve a wing of the type mentioned.
  • an airfoil is to be created with which the formation of a vortex at the edge of the wing can be reduced as effectively as possible in the simplest possible way, or which can reduce the danger of subsequent turbulence emanating from wake vortices.
  • a tubular element for receiving and passing through at least a part of a wing edge vortex generated by the wing edge is arranged on the wing trailing edge side of the edge of the wing.
  • the solution according to the invention is characterized in principle by a flow-through tube behind the wing tip, which absorb the vortex flow in itself or to lead around and thereby slow down overall.
  • the mode of action of the tubular element is based on the principle of angular momentum conservation by increasing the vortex radius while simultaneously reducing the tangential velocity.
  • the maximum tangential velocity at 18 spans behind the tubular element was reduced by 60% in the case of the solution according to the invention Compared to the reference vortex can be reduced, and for physical reasons, it is assumed that the relative effect of even further distances remains behind the tubular element.
  • the reduction of the roll moment induced on a subsequent aircraft is the measure of the reduction of the hazard. For example, with 18 spans behind the tubular element, a reduction of 25% to the reference could be determined.
  • the invention thus comprises a flow-through tube device, which will be explained in more detail, with a conical widening at the tip of an aircraft wing. It is placed so behind the wing tip that the vortex core flow originating from the wing tip enters the tube. Due to the preferably conical shape of the tubular element, the vortex core is greatly widened without the vortex flow separating from the inner walls of the tube. The vortex core thereby loses tangential velocity. The rest of the vortex flow is guided around the outer skin of the tube and also slowed down by the same effect. At the same time, due to the widening in the core, the axial velocity component, which can be slower, but also faster than the inflow velocity, depending on the buoyancy and edge arc shape, is reduced.
  • ⁇ is the measure of an over- or under-speed. In that sense, it can succeed given given given boundary conditions and choice of widening not only by the effect of widening alone to achieve a reduction of the vortex intensity, but also by the generation of this critical velocity ratio. Interestingly, a reduction in vortex intensity was also observed when the tubular element is merely cylindrical. This is due to a slowing of the axial flow within the tube due to the internal boundary layer. For this reason, the invention comprises a conical geometry with different expansions and lengths or a device which is capable of adaptively changing the expansion.
  • the tube begins behind the trailing edge of the wing and thus the core flow can get into the tube after its transition to the wing top. It goes without saying that the tubular element can be found at one or both wing tips of the wing or at all other wing tips of an aircraft.
  • a vortex runs counter to an axial pressure field. 2. As a result, its axial velocity component slows down.
  • the expansion and the axial deceleration are dictated by the shape of the body. Due to the rotational movement and the associated effects, the expansion can occur more freely than with a straight, eddy-free flow through a conical tube. It is favorable that the extent of the expansion is limited by a corresponding specification of the length of the tube, that is, the vortex should not grow according to the invention infinitely or the axial velocity should not be zero and thus to a blockage of the tube. through the vortex. Overall, however, due to the mechanism mentioned, there is an additional slowing down of the flow through the tube.
  • the tube causes the already mentioned Swirl number is very deep. It is known that deep swirl numbers favor the transport of turbulent disturbances from the interior of a vortex beyond the core boundary to the outside. This is not the case with normal swirl numbers.
  • the tube according to the invention is therefore able to convey turbulence to the outside, which favors the diffusion of vorticity also behind the tube. This makes it possible that the vortex grows faster after the tube.
  • Tube solutions that come closest to the described invention and that extend over large areas of the side edge or completely over the side edge of the wing (wing edge) can not contribute to a substantial reduction in vortex intensity for fluidic reasons.
  • the main reason is the unfavorable placement of the device.
  • the vortex arises as soon as the flow begins to strike around the wing tip.
  • the vorticity is thus fully formed only at the level of the trailing edge of the wing. Since the above-mentioned tube solution already starts right at the beginning or about half of the wing side edge, it can not absorb turbulence in its interior.
  • the idea of such a known tube is not to take up and influence the core flow, but to take advantage of the increased radius for the outer flow, namely at at the same time low flow resistance in the direction of flight. Rather, the effect of flow control is purely on slowing down the tangential velocity component around the outer skin of the tube. However, this influence can only be moderate, since the diameter of the tube is not substantially larger than the rounding radius of the wing side edge. If the tube starts further back along the side edge, it still does not have a major effect, since the vortex core passes over the side edge on the upper wing side and therefore can not be caught at the side edge.
  • the tubular element effectively and effectively reduces the maximum tangential velocity of the vortex and the induced roll moment acting on subsequent aircraft.
  • the tubular element produces little pressure resistance when the vortex without the element already induces a high axial velocity in the vortex.
  • the axial velocity in the vortex can be reduced to the speed of the outer flow and the resistance balance remains neutral.
  • the tubular element can also deliberately resist with appropriate choice of the edge arc, the angle of attack and the speed, which is of great use in landfall.
  • the tubular element produces little induced resistance because the velocity of the vortex is significantly reduced.
  • the production or induction of kinetic vortex energy is the reason for this resistance component.
  • the tubular element works passively and does not need to be actively energized to function.
  • the tubular element can be retrofitted.
  • the tubular element may also be fixedly mounted on rotor blades of windmill or helicopters in order to reduce by the reduced tangential velocity noise and vibrations normally caused by the contact of the vortex with the subsequent blades.
  • FIG. 3 shows in perspective the solution according to FIG. 2
  • Figure 4 in plan view a so-called "integral solution" of the wing according to the invention
  • Figure 5 is a plan view of a first, so-called “sliding solution” of the wing according to the invention in the retracted position;
  • FIG. 6 is a plan view of the first sliding solution according to FIG. 5 in the extended position
  • FIG. 8 shows in perspective the second sliding solution according to FIG
  • the wings shown in the figures comprise in known manner a wing leading edge 1, a wing trailing edge 2 and at the free end a wing edge 3 extending between wing leading edge 1 and wing trailing edge 2.
  • a tubular element 4 for receiving and passing through at least part of a wing edge vortex generated by the wing edge 3 is arranged on the wing trailing edge side end of the wing edge 3.
  • the tubular element 3 at its front, wing edge facing the end of a tube inlet opening and at its rear, wing edge facing away from a tube outlet opening, ie the tubular Ele- ment 3 is designed to flow through from its front end to its rear end.
  • the tubular element 4 has an inner cross-sectional area which becomes larger with increasing distance from the blade trailing edge 2 (or at least remains the same size).
  • the wing edge vortex has a swirl core diameter such that an entrance diameter of the tubular member 4 is larger than the swirl core diameter and an exit diameter of the tubular member 4 is equal to or larger than the entrance diameter of the tubular member 4.
  • the tube absorbs the complete rotational flow of the side edge vortex.
  • the vortex core diameter usually has the dimension of the thickness of the wing side edge (the wing edge 3) or it is generally d c / b - 0.03, where d c is the vortex core diameter and b is the span of the wing.
  • the exit diameter is for example about twice as large as the swirl core diameter chosen or so large that at a given length of the tube (the wing edge 3 and the tubular member 4 are preferably formed approximately the same length), the flow just does not tear inside.
  • the inlet of the tube is still slightly rounded, so it on the inside of the tube does not come to separation phenomena.
  • the tubular element reduces the maximum tangential velocity of the vortex.
  • the tangential velocity profile becomes significantly flatter in the radial direction.
  • the integration of the vertical component of this speed multiplied by the lever arm results in the roll moment induced on a subsequent aircraft, which is also reduced.
  • the axial velocity can reach a value higher than that of the free flow.
  • the contour shape controls the extent of expansion of the tubular member so that the axial flow velocity does not fall below the value of the free outer flow and thus does not create additional resistance.
  • the tubular element 4 With the tubular element 4, a measurable reduction in the maximum tangential velocity can be achieved up to at least 150 spans behind the aircraft and thus the induced roll moment on other aircraft can be reduced.
  • the maximum tangential speed is reduced by a maximum of 99%, at least by 1%. In the best case, the maximum reduction is 70%, in the worst case 20%, and in each case at 18 spans behind the aircraft.
  • 3 and 5 to 8 is particularly preferably provided that the tubular member 4 in the wing on and out of the wing is designed extendable to make the vortex less preferably during takeoffs and landings. Thereafter, the element 4 can be retracted again when in cruising or when maneuvering the aircraft on the ground, the vortex is safe for general traffic.
  • Figures 2 and 3 show a solution in which the tubular element 4 is collapsible and formed of a textile material.
  • a receiving area 5 for the tubular element 4 is provided on the wing, which is preferably designed to be closable with a lid or the like.
  • the tubular member 4 is fixed (in the extended state) with a rope 6 or the like on the wing, further comprising means for winding the rope 6 is arranged in the wing.
  • the cable 6 is rotatably mounted on the wing, so it does not twist (and thus ultimately shorten) can.
  • this embodiment which is also called “folding solution” can accommodate the tubular element 4 in a preferably provided for this on the wing top compartment in the wing tip, carry by means of a winch in the vortex, retract after use and stow it away in the compartment.
  • the folded, then no longer tubular element 4 is let out for landing and starting operation from the opening by means of winch. It is sucked out in a controlled manner by the flow.
  • the element 4 will unfold in a controlled manner, preferably via a geordi- nete spiral movement. Due to the flexible suspension, the round inlet, the proximity to the wing tip and the force field of the rotation field, it positions itself independently in the vortex center.
  • the winch pulls the element 4 back towards the wing and into the provided for the element 4 and closed by a lid compartment inside.
  • the element curls up again during the drawing in (spirally), since the textile surfaces are preferably passed over a rail.
  • the element 4 is preferably made of thin, sometimes also stiffened material and will deploy by means of the vortex flow and preferably integrated springs spiral.
  • tubular element according to FIGS. 2 and 3 can also be designed to be inflatable.
  • Such a closed tube is inflated if necessary by means of an air flow derived from the engine, preferably via the above-mentioned, in this case hose-like rope or the like.
  • the element 4 When folded in, the element 4 can be a cylindrical elongated structure. The amount of convolutions allows different expansions depending on the desired operating point or effect.
  • the drive for the aforementioned winch can be coupled to the spindle drive of the slats (slats). Thus, the element 4 is simultaneously extended and retracted with the necessary for takeoff and landing slats.
  • tubular element 4 it is very particularly particularly preferred for the tubular element 4 to have an inlet 4.1 at its front end and an outlet 4.1 at its rear end. cross section 4.2, the ratio of which is adjustable relative to each other.
  • FIG. 4 shows a particularly preferred embodiment, which is also called “integrated solution”, in which the tube is integrated directly and permanently into the wing structure.
  • integrated solution in which the tube is integrated directly and permanently into the wing structure.
  • the shape is a spiral continuation of the wing tip, which is executed in newer aircraft planar and tapering towards the rear (see Boing 787 Dreamliner floor plan).
  • the expansion is adjusted by changing the overlapping of the tube surfaces at their edges (see the dashed lines in FIG. 4).
  • the tubular element 4 is preferably elastic in itself.
  • the tubular element 4 is formed so as to be retractable in the receiving area 5.
  • it is elastic and preferably closed in the retracted state, the receiving area 5 to the outside.
  • FIG. 5 shows the inner tube surface of the element 4 in forced form (dashed line).
  • FIG. 6 shows the rolled up end position of the surface (and dashed lines the original position of the surface according to FIG. 5).
  • Figure 7 the inner tube surface of the element 4 is also shown in dashed lines in forced form.
  • Figure 8 shows the issued end position of the surface.
  • tubular member 4 is hollow inside.
  • tubular element 4 preferably has a tube main axis running parallel to the wing edge 3, which is arranged congruent to the main axis of the wing edge vortex.
  • the vortex core is deflected away and bends again after it leaves the element 4.
  • curvatures of the vortex axis lead to speed inductions and weaken by the vortex or that strong axial velocities are triggered against and along the flow in the vortex core.
  • the tube main axis is consciously oriented upwards, ie inclined away from the shear layer, the vortex is then deflected far away from the shear layer. As soon as he leaves the tubular element, he is directed back to the shear layer, whereupon the vortex axis bends strongly and the above-mentioned effect occurs.
  • the tube has circumferential slot-like or ring-like ventilation openings in order to accelerate the additionally slowed axial flow again.
  • the resulting ring-like circular sections on the tube are formed profiled and thus there are circumferential gaps, as known from a flap assembly at the trailing edge of an aircraft wing. It is further provided that the ring-like circular sections are formed collapsible, so that there is another way of folding by the ring-like elements are pushed over each other.
  • turbulence generators located at a trailing edge of the tube according to the invention are arranged, which introduce turbulence into the core region with its high velocity gradients and reduce the velocity gradients.
  • the core continues to expand after the flow has left the tube.
  • the risk of flying into a wake turbulence is significantly reduced by the attachment, installation, retrofitting of the tubular element 4 at the same aircraft following intervals.
  • the following distances of aircraft can be reduced if they carry and use the tubular element 4 with them. In this way it is possible to increase the takeoff and landing timing at airports and thus to optimize their capacity utilization.
  • leading edge and trailing edge wings are a succession of individual wings or flaps arrangement. These lead to a large increase in the lift coefficient and the buoyancy. Because of the high uprising gradients, it can happen that the strongest vertebrae emerge at the flap side edge. Accordingly, it can also be provided that the tubular element is arranged on the side edge of the flap, which itself forms a wing. It is conceivable that the tube is housed in the fairing of the flap or in the engine mount.
  • the shape of the tubular element (in short: the tube) is straight, but also conical, in which case the front diameter is smaller than the rear one.
  • the tube is positioned directly behind the wing.
  • the tube is designed to absorb and slow down a rotating flow.
  • the tube is designed to guide and slow a rotating flow around it.
  • the tube aligns stably in the vortex (concentric) or forces the vortex axis to a curved course.
  • the tube can be attached to both wing tips or just one wing tip.
  • the entire vortex system becomes less intense.
  • one vortex becomes less intense while the other remains equally intense.
  • the resulting asymmetric vortex pair induces uneven velocities in the wake field, with the intense vortex stimulating the less intense vortex to a wave-like shape, greatly disturbing and weakening the vortex system as a whole.
  • the tube can be extended, specially unfolded and retracted.
  • the extension mechanism provides on the one hand an extendable textile screen. This is carried out by means of a leash and winch and then unfolds.
  • stabilization integrated bars or the like can serve or the body is provided with chambers which are filled by the bleed air of the engine, whereby the body is given its shape.
  • the tubular shape is generated by curved surfaces, which are extended from the wing structure in a spiral shape to the rear.
  • the tube can be adjusted in its expansion.
  • the tube as a textile folding solution is light.
  • Tube, rope, winch (or similar device for extension), integration and control weigh together and at both wingtips roughly not more than 50 kg.
  • the tube with all parts requires little storage space and can therefore be integrated into existing wing tip constructions.
  • the tube as a folding solution requires no supporting parts.
  • areas of very small thickness are required, since the attacking forces are very low.
  • the tube can be used at take-off or landing or just at landing if it produces resistance.
  • the airspace during take-off (free trajectory after take-off) is much more flexible than when landing (fixed trajectory and follow-up distances before landing). Therefore, the airport capacity is limited by the landing frequency and not by the starting frequency. A Increasing the landing frequency through the tube according to the invention is already of great advantage.
  • the tube aligns with the vortex axis and is thus applicable at different angles of attack and gusts without additional control or control surfaces.
  • the tube may also be a fixed extension of existing wing tips or winglets when the outermost arc of the wing is continued spirally toward the rear in accordance with the invention.

Abstract

Die Erfindung betrifft einen Tragflügel, umfassend eine Flügelvorderkante (1), eine Flügelhinterkante (2) und am freien Ende einen zwischen Flügelvorderkante (1) und Flügelhinterkante (2) verlaufenden Flügelrand (3). Nach der Erfindung ist vorgesehen, dass am flügelhinterkantenseitigen Ende des Flügelrands (3) ein röhrenförmiges Element (4) zur Aufnahme und Durchleitung mindestens eines Teils eines vom Flügelrand (3) erzeugten Flügelrandwirbels angeordnet ist.

Description

Tragflügel
Die Erfindung betrifft einen Tragflügel gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Ein Tragflügel der eingangs genannten Art ist allgemein bekannt, so dass es diesbezüglich keines besonderen druckschriftlichen Nachweises bedarf. Ein solcher Tragflügel besteht aus einer Flügelvorderkante, einer Flügelhinterkante und am freien Ende einem zwischen Flügelvorderkante und Flügelhinterkante verlaufenden Flügelrand. Der Begriff Tragflügel umfasst dabei alle Auftrieb erzeugenden Flächen, also insbesondere solche von Flugzeugen, Hubschraubern oder Windkraftanlagen, und damit letztlich zum Beispiel auch ein Rotorblatt oder eine Landeklappe.
Der Auftrieb eines Tragflügels entsteht durch einen Druckunterschied zwischen der Flügeloberseite und der Flügelunterseite. Am freien Ende des Flügels (also am Flügelrand) kommt es zu einem Druckausgleich, welcher eine beschleunigte Strömung von der Flügelunterseite auf die Flügeloberseite erzeugt. Durch diese Umströmung der Tragflügelspitze bzw. des Flügelrandes entsteht eine intensive Wirbelbewegung, welche wenige Flugzeuglängen hinter dem Tragflügel eine voll ausgebildete Wirbelschleppe produziert. Entlang einer Wirbelachse hat diese ein drehungsbehaftetes Wirbelzentrum. Diese Wirbelachse geht von der Flügelspitze aus und bleibt in der Umgebung des Flugpfades näherungsweise horizontal bzw. sinkt mit der Zeit leicht ab. Durch Dissipation bzw. instabile Effekte löst sich der Wirbel erst nach einigen Minuten nach Passieren des Flug- zeugs auf. Die in den beiden Wirbeln vorhandene Tangentialge- schwindigkeit ist gerade bei Starts und Landungen derart hoch, dass sie eine große Gefahr für nachfolgende Flugzeuge darstellen kann; daher existieren internationale Vorschriften über mindestens einzuhaltende Folgeabstände.
Die Herabsetzung der Gefahr durch Wirbelschleppen ist dementsprechend ein wichtiges Ziel seitens der Forschung, der Flugzeughersteller und der Behörden. Prinzipiell gibt es zwei Ansätze: (1) Es wird an operativen Maßnahmen gearbeitet, wie man das Einfliegen in Wirbel vermeiden kann. (2) Es wird an technischen Lösungen gearbeitet, mit denen die Wirbelintensität verringert werden kann. Dieser Ansatz lässt sich wiederum zweifach unterteilen: (2.1) Man versucht, mehrere Wirbel miteinander in Interaktion zu bringen. Dadurch vereinen sich die Wirbel entweder, so dass sich die gesamte Drehung verteilt und reduziert, oder sie regen wellenartige Bewegungen der Wirbelachsen an, so dass sich die Wirbel schließlich umschlingen und an den Knotenpunkten unterbrochen werden und der gesamte Wirbel spontan zerfällt. (2.2) Es werden vorzugsweise Vorrichtungen an der Flügelspitze angebracht, die bereits zu Beginn für einen weniger intensiven Wirbel sorgen sollen. Zu dieser Gruppe gehört die nachfolgend vorgestellte Erfindung.
Bekannt sind innerhalb der Gruppe (2.2) Teile, die als Winglets bezeichnet werden. Dieses sind Flügel oder flügelartige Verlängerungen an der Flügelspitze, welche in erster Linie einer höheren Auftriebseffizienz dienen. Ein Nebeneffekt dieser Wirkung ist, dass sie die Wirbelstärke im Flügelspitzenbereich auf zwei oder auch mehr Wirbel verteilen und diese dadurch insgesamt weniger intensiv sind. Bekannt ist auch eine Reihe von Anbauteilen am Flügel. Ihre Aufgabe ist es entweder, Turbulenz in den Wirbel einzuleiten, ihn aufzuweiten oder ein sich umschlingendes Wirbelsystem zu erzeugen oder anzuregen. Speziell für die Flügelspitze werden hier die bekannten Winglets aber auch poröse Flügelspitzen und in den Wirbel senkrecht gestellte Zylinder verwendet. Bekannt sind weiterhin Ausblasungen jeder Art, welche an der Flügelspitze Luftströmungen in den Wirbel einleiten sollen, um ihn zu stören.
Bekannt sind des Weiteren diverse (verworfene) Konzepte zur Wirbelbeeinflussung durch Anbauteile. Darunter sind ein an der Flügelspitze angebrachtes Triebwerk, dessen Strahl den Wirbel destabilisieren soll, Mittel zur Ausblasung an der Flügelspitze, oszillierende Bleche, Endplatten an der Flügelspitze, Turbulenz erzeugende Spoiler und ein System aus Einzelflügeln, welche an der Flügelspitze angebracht sind.
Weiterhin gibt es eine Vorrichtung, die "Body of Revolution" genannt wird und bei der es sich um eine so genannte "Ducted Tip" handelt, welche eine zwischen Flügelvorderkante und Flügelhinterkante am Flügelrand angebrachte Röhre darstellt. Dabei soll beim Wirbelaufrollen die Luft außen über die zylindrische Röhre strömen und durch den vergrößerten Radius der Röhre im Vergleich zum Radius einer herkömmlichen Flügelspitze verlangsamt fließen, weshalb der Wirbel weniger intensiv werden soll. Der Innenströmung der Röhre kommt dabei keinerlei Bedeutung zu.
Folgende Nachteile kann man am vorgenannten Stand der Technik feststellen : Die bekannten Vorrichtung bezwecken, den Wirbel weniger intensiv zu machen. Alle Lösungen mit Ausnahme der Winglets werden im Flugzeugbau trotz eines möglichen Potentials nicht angewandt, da die Wirbelstörung auf in den Wirbel einzubringende Turbulenzen beruht und dies ein nicht ausgleichbares hohes Maß an zusätzlichem aerodynamischen Widerstand bedeutet, wenn die Lösungen dauerhaft montiert sind. Diesen Widerstand könnte man in Flugsituationen in Kauf nehmen, in denen der Wirbel gestört werden soll, jedoch nicht in solchen, in denen die Wirbelgefahr nicht groß ist, etwa im weiträumigen Reiseflug.
Um diesen hohen Widerstand zu umgehen, könnten Lösungen in Frage kommen, welche das Ausfahren und Verstauen dieser Vorrichtungen vorsehen. Da bisher nur Störkörper oder flügelartige Vorrichtungen bekannt sind, ist ein hoher Systemaufwand zu betreiben, um neben Stauraum und Antrieben auch für Verstellmechanismen, Steuerungen, Regelungen, Überwachungen, Ausfallsysteme etc. zu sorgen. Dies bringt erhöhte Komplexität und Gewicht mit sich. Ungewöhnliche Lösungen wie etwa die Ausblasung an der Flügelspitze sind wegen des hohen zusätzlichen Energieeintrags aus wirtschaftlichen und systembedingten Gründen nicht umsetzbar.
Winglets sind als einzige potentielle Lösung zur Gefahrenminderung gebräuchlich, dienen aber in erster Linie einer höheren Auftriebseffizienz . Man kann beide Ziele gleichzeitig nur unter Kompromissen verfolgen: Winglets haben deshalb eine günstige Nebenwirkung auf die Wirbelintensität, da am Knick und an der Spitze des Winglets ein abgeschwächtes System von Wirbeln entsteht. Demnach würde eine bloße Vergrößerung der Winglet- fläche nicht zum Erfolg führen, sondern eher die Anbringung zusätzlicher Wingletflächen . Beide Maßnahmen bringen eine Er- höhung des Gewichts, des Reibungswiderstands und des Interferenzwiderstands (eine Widerstandsart aufgrund von Verwirbelun- gen an kantigen Übergängen) mit sich.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Tragflügel der eingangs genannten Art zu verbessern. Insbesondere soll ein Tragflügel geschaffen werden, mit dem sich die Bildung eines Wirbels am Flügelrand auf möglichst einfache Weise möglichst wirksam reduzieren bzw. die von Wirbelschleppen ausgehende Gefahr für nachfolgende Flugzeuge herabsetzen lässt.
Diese Aufgabe ist mit einem Tragflügel der eingangs genannten Art durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 aufgeführten Merkmale gelöst.
Nach der Erfindung ist also vorgesehen, dass am flügelhinter- kantenseitigen Ende des Flügelrands ein röhrenförmiges Element zur Aufnahme und Durchleitung mindestens eines Teils eines vom Flügelrand erzeugten Flügelrandwirbels angeordnet ist.
Mit anderen Worten zeichnet sich die erfindungsgemäße Lösung im Prinzip durch eine durchströmbare Röhre hinter der Flügelspitze aus, die die Wirbelströmung in sich aufnehmen bzw. um sich herumführen und dadurch insgesamt verlangsamen kann.
Die Wirkungsweise des röhrenförmigen Elements beruht dabei auf dem Prinzip der Drehimpulserhaltung durch Vergrößerung des Wirbelradius bei gleichzeitiger Verkleinerung der Tangential- geschwindigkeit . So ergab sich bei durchgeführten laborwissenschaftlichen Versuchen (im Wasserkanal), dass durch die erfindungsgemäße Lösung die maximale Tangentialgeschwindigkeit bei 18 Spannweiten hinter dem röhrenförmigen Element um 60% im Vergleich zum Referenzwirbel verringert werden kann, wobei aus physikalischen Gründen davon auszugehen ist, dass die relative Wirkung auch weiterer Entfernungen hinter dem röhrenförmigen Element bestehen bleibt. Die Reduktion des auf ein nachfolgendes Flugzeug induzierten Rollmoments ist das Maß für die Herabsetzung der Gefahr. Bei 18 Spannweiten hinter dem röhrenförmigen Element konnte beispielsweise eine Reduktion von 25% zur Referenz ermittelt werden.
Die Erfindung umfasst somit eine durchströmbare Röhrenvorrichtung, vorzugsweise, was noch genauer erläutert wird, mit einer konischen Aufweitung an der Spitze eines Flugzeugflügels. Sie ist so hinter der Flügelspitze platziert, dass die von der Flügelspitze ausgehende Wirbelkernströmung in die Röhre hineingelangt. Aufgrund der vorzugsweise konischen Form des röhrenförmigen Elements wird der Wirbelkern stark geweitet, ohne dass die Wirbelströmung von den Innenwänden der Röhre ablöst. Der Wirbelkern verliert dadurch an Tangentialgeschwin- digkeit. Die übrige Wirbelströmung wird um die Außenhaut der Röhre geführt und durch den gleichen Effekt ebenfalls verlangsamt. Gleichzeitig wird durch die Aufweitung im Kern die axiale Geschwindigkeitskomponente, welche je nach Auftrieb und Randbogenform langsamer, aber auch schneller als die Anströmgeschwindigkeit sein kann, herabgesetzt. Insgesamt werden also die axiale sowie die tangentiale Geschwindigkeit verändert. Der Quotient aus beiden bildet die sogenannte Swirl-Zahl q, welche als Maß für die Wirbelinstabilität eines Einzelwirbels herangezogen wird. Dabei ist q bekannt als q------ 1,56*Vfjmox|A U'|
und der Wirbel neigt zur Instabilität bzw. zur Zersetzung, wenn der Wert q < 1,44 wird. Hierbei ist Δυ das Maß für eine Über- oder Untergeschwindigkeit. Insofern kann es gelingen, bei gegebenen Randbedingungen und Wahl der Aufweitung nicht nur durch den Effekt der Aufweitung alleine eine Herabsetzung der Wirbelintensität zu erreichen, sondern auch durch die Erzeugung dieses kritischen Geschwindigkeitsverhältnisses. Interessanter Weise wurde dabei auch eine Herabsetzung der Wirbelintensität beobachtet, wenn das röhrenförmige Element lediglich zylindrisch ist. Dies ist auf eine Verlangsamung der Axialströmung innerhalb der Röhre aufgrund der innenliegenden Grenzschicht zurückzuführen. Aus diesem Grund umfasst die Erfindung eine konische Geometrie mit unterschiedlichen Aufweitungen und Längen bzw. eine Vorrichtung, die dazu in der Lage ist, die Aufweitung adaptiv zu verändern. Wichtig ist dabei, dass die Röhre hinter der Hinterkante des Flügels beginnt und damit die Kernströmung nach ihrem Übergang auf die Flügeloberseite in die Röhre hineingelangen kann. Es versteht sich von selbst, dass das röhrenförmige Element an einer oder an beiden Flügelspitzen des Tragflügels oder auch an allen anderen Flügelspitzen eines Flugzeugs zu finden sein kann.
Nachfolgend wird die Wirkungsweise des erfindungsgemäßen röhrenförmigen Elements nochmals genauer betrachtet:
Es ist bekannt, dass Wirbel, die einem axialen Druckfeld entgegenlaufen, zum sogenannten Aufplatzen neigen. Dabei kommt es zu einer spontanen Aufweitung des Wirbels bis hin zu einer völligen Zersetzung seiner konzentrierten Vorticitystruktur . Die Aufweitung hat eine starke Verringerung der Axialgeschwindigkeit bis hin zum Ausbilden eines freien Staupunktes zur Folge. Dieser Vorgang hat instabilen Charakter, da er durch Erhaltungsmechanismen des Wirbels selbst hervorgerufen wird:
1. Ein Wirbel läuft einem axialen Druckfeld entgegen. 2. Daraufhin verlangsamt sich seine axiale Geschwindigkeitskomponente .
3. Wegen der Bedingung der Massenerhaltung weitet sich der Wirbel .
4. Wegen der Bedingung der Drehimpulserhaltung verringert sich die tangentiale Geschwindigkeit des Wirbels bzw. die axiale Vorticity.
5. Wegen der Wirbeltransportgleichung (die zeitliche Änderung der Vorticity erfolgt nur durch räumliche Umverteilung [Krümmung der Wirbellinie] und Diffusion) verteilt sich die axiale Vorticity in umlaufende Vorticity um. Man kann diese als eine Art Ringwirbel verstehen.
6. Dieser Ringwirbel induziert eine zusätzliche axiale Geschwindigkeitskomponente, sorgt also für eine zusätzliche Verlangsamung der axialen Strömung. Der Prozess beginnt wieder bei 1.
Es gibt hierbei auch einen stabilisierenden Mechanismus. Dabei wird die Außenströmung am sich weitenden Wirbel vorbei beschleunigt. Dies wiederum begrenzt das Wirbelwachstum und die damit verbundenen Prozesse werden umgekehrt.
Für das erfindungsgemäße röhrenförmige Element bedeutet dies: Die Aufweitung und die axiale Verlangsamung werden durch die Form des Körpers vorgegeben. Durch die Drehbewegung und die damit verbundenen Effekte kann die Aufweitung ablösefrei stärker erfolgen als bei einer geraden, wirbelfreien Strömung durch eine konische Röhre. Dabei ist es günstig, dass das Maß der Aufweitung begrenzt ist durch eine entsprechende Vorgabe der Länge der Röhre, das heißt, der Wirbel soll erfindungsgemäß nicht unendlich wachsen bzw. die axiale Geschwindigkeit soll nicht zu null werden und damit zu einer Blockade der Röh- re durch den Wirbel führen. Insgesamt kommt es aber aufgrund des erwähnten Mechanismus zu einer zusätzlichen Verlangsamung der Durchströmung der Röhre.
Außerdem führt die Röhre dazu, dass die bereits erwähnte Swirl-Zahl sehr tief wird. Es ist bekannt, dass tiefe Swirl- Zahlen den Transport von turbulenten Störungen vom Inneren eines Wirbels über die Kerngrenze hinaus nach außen begünstigen. Dies ist bei normalen Swirl-Zahlen nicht der Fall. Die erfindungsgemäße Röhre vermag somit, Turbulenz nach außen zu befördern, was die Diffusion der Vorticity auch hinter der Röhre begünstigt. Dadurch ist es möglich, dass der Wirbel auch nach der Röhre schneller wächst.
Die erfindungsgemäße Lösung zeichnet sich gegenüber dem bekannten Stand der Technik, wie folgt, aus:
Röhrenlösungen, die der beschriebenen Erfindung am nächsten kommen und die sich über große Bereiche der Seitenkante oder komplett über die Seitenkante des Flügels (Flügelrand) erstrecken, können aus strömungsphysikalischen Gründen nicht zu einer substantiellen Verringerung der Wirbelintensität beitragen. Der Hauptgrund ist dabei die ungünstige Platzierung der Vorrichtung. Der Wirbel entsteht, sobald die Strömung beginnt um die Flügelspitze herum zu streichen. Die Wirbelstärke ist somit erst auf Höhe der Hinterkante des Flügels voll formiert. Da die oben genannte Röhrenlösung schon unmittelbar am Beginn bzw. ungefähr auf der Hälfte der Flügelseitenkante beginnt, kann sie keine Wirbelströmung in ihrem Innern aufnehmen. Daher ist die Idee einer solchen, bekannten Röhre nicht, die Kernströmung aufzunehmen und zu beeinflussen, sondern den vergrößerten Radius für die Außenströmung zu nutzen, und zwar bei gleichzeitig geringem Strömungswiderstand in Flugrichtung. Der Effekt der Strömungsbeeinflussung beruht vielmehr rein auf einer Verlangsamung der tangentialen Geschwindigkeitskomponente um die Außenhaut der Röhre herum. Diese Beeinflussung kann jedoch nur mäßig sein, da der Durchmesser der Röhre nicht wesentlich größer ist als der Rundungsradius der Flügelseitenkante. Beginnt die Röhre weiter hinten entlang der Seitenkante, hat sie immer noch keinen größeren Effekt, da der Wirbelkern über die Seitenkante auf der Flügeloberseite gelangt und daher nicht an der Seitenkante eingefangen werden kann.
Die erfindungsgemäße Lösung hat folgende Vorteile:
Das röhrenförmige Element reduziert effektiv und nachhaltig die maximale Tangentialgeschwindigkeit des Wirbels und das auf nachfolgende Flugzeuge wirkende induzierte Rollmoment .
Das röhrenförmige Element erzeugt wenig Druckwiderstand, wenn der Wirbel ohne das Element bereits eine hohe Axialgeschwindigkeit im Wirbel induziert. Durch eine bevorzugt vorgesehene Aufweitung kann die Axialgeschwindigkeit im Wirbel auf die Geschwindigkeit der Außenströmung reduziert werden und die Widerstandsbilanz bleibt dadurch neutral. Das röhrenförmige Element kann bei entsprechender Wahl des Randbogens, des Anstellwinkels und der Geschwindigkeit aber auch bewusst Widerstand bieten, was im Landefall von großem Nutzen ist.
Das röhrenförmige Element erzeugt wenig induzierten Widerstand, da die Geschwindigkeit des Wirbels deutlich verringert wird. Die Produktion bzw. Induktion von kinetischer Wirbelenergie ist der Grund für diese Widerstandskomponente . Das röhrenförmige Element arbeitet passiv und muss nicht aktiv angeregt werden, um zu funktionieren.
Das röhrenförmige Element ist nachrüstbar.
Das röhrenförmige Element kann auch fest an Rotorblättern von Windkrafträdern oder Hubschraubern montiert werden, um durch die verminderte Tangentialgeschwindigkeit Lärm und Vibrationen zu verringern, welche durch den Kontakt des Wirbels mit den nachfolgenden Blättern normalweise entstehen .
Vorteilhafte Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Tragflügels ergeben sich aus den abhängigen Patentansprüchen.
Der Vollständigkeit halber wird noch auf das Patentdokument WO 2000/02775 A2 hingewiesen, dass aber insofern weiter abliegt und die erfindungsgemäße Lösung nicht nahelegen kann, als dort kein röhrenförmiges Element zur Aufnahme und Durchleitung mindestens eines Teils eines vom Flügelrand erzeugten Flügelrandwirbels angeordnet ist. Vielmehr zeigt diese Lösung konische, mindestens an ihrem flügelkantenzugewandten Ende verschlossene und damit zur erfindungsgemäßen Aufnahme des Flügelrandwirbels ungeeignete Element (siehe dort insbesondere Figur 126 bis 128) .
Der erfindungsgemäße Tragflügel einschließlich seiner vorteilhaften Weiterbildungen gemäß der abhängigen Patentansprüche wird nachfolgend anhand der zeichnerischen Darstellung bevorzugter Ausführungsbeispiele näher erläutert.
Es zeigt Figur 1 perspektivisch eine Grundform des erfindungsgemäßen
Tragflügels mit einem röhrenförmigen Element;
Figur 2 in Seitenansicht und in Draufsicht eine sogenannte
"Faltlösung" des erfindungsgemäßen Tragflügels;
Figur 3 perspektivisch die Lösung gemäß Figur 2;
Figur 4 in Draufsicht eine sogenannte "Integrallösung" des erfindungsgemäßen Tragflügels;
Figur 5 in Draufsicht eine erste, sogenannte "Schiebelösung" des erfindungsgemäßen Tragflügels in eingefahrener Position;
Figur 6 in Draufsicht die erste Schiebelösung gemäß Figur 5 in ausgefahrener Position;
Figur 7 perspektivisch eine zweite, sogenannte "Schiebelösung" des erfindungsgemäßen Tragflügels in eingefahrener Position; und
Figur 8 perspektivisch die zweite Schiebelösung gemäß Figur
7 in ausgefahrener Position.
Die in den Figuren dargestellten Tragflügel umfassen in bekannter Weise eine Flügelvorderkante 1, eine Flügelhinterkante 2 und am freien Ende einen zwischen Flügelvorderkante 1 und Flügelhinterkante 2 verlaufenden Flügelrand 3.
Wesentlich für alle in den Figuren dargestellten Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Tragflügels ist nun, dass am flü- gelhinterkantenseitigen Ende des Flügelrands 3 ein röhrenförmiges Element 4 zur Aufnahme und Durchleitung mindestens eines Teils eines vom Flügelrand 3 erzeugten Flügelrandwirbels angeordnet ist. Dabei weist das röhrenförmige Element 3 an seinem vorderen, flügelkantenzugewandten Ende einen Röhreneintritts- Öffnung und an seinem hinteren, flügelkantenabgewandten Ende eine Röhrenaustrittsöffnung auf, d. h. das röhrenförmige Ele- ment 3 ist von seinem vorderen Ende zu seinem hinteren Ende durchströmbar ausgebildet.
Wie eingangs erläutert, ist dabei besonders bevorzugt vorgesehen, dass das röhrenförmige Element 4 eine Innenquer- schnittsfläche aufweist, die mit zunehmendem Abstand von der Flügelhinterkante 2 größer wird (bzw. zumindest gleich groß bleibt) .
Weiterhin ist in diesem Zusammenhang vorgesehen, dass der Flügelrandwirbel einen Wirbelkerndurchmesser aufweist, dass ein Eintrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements 4 größer als der Wirbelkerndurchmesser und dass ein Austrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements 4 gleich groß oder größer als der Eintrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements 4 ausgebildet ist .
Wie zum Beispiel aus Figur 1 ersichtlich, führen diese Maßgaben dazu, dass die intensive Wirbelkernströmung zentral in die Eingangsöffnung der Röhre hineingelangt. Dabei nimmt die Röhre die komplette drehungsbehaftete Strömung des Seitenkantenwir- bels auf. Der Wirbelkerndurchmesser hat dabei üblicherweise die Dimension der Dicke der Flügelseitenkante (des Flügelrandes 3) bzw. es gilt im Allgemeinen dc/b - 0,03, wobei dc der Wirbelkerndurchmesser und b die Spannweite des Tragflügels ist. Der Austrittsdurchmesser wird beispielsweise etwa doppelt so groß wie der Wirbelkerndurchmesser gewählt bzw. so groß, dass bei gegebener Länge der Röhre (der Flügelrand 3 und das röhrenförmige Element 4 sind bevorzugt angenähert gleich lang ausgebildet) die Strömung im Inneren gerade nicht abreißt. Der Einlauf der Röhre ist weiterhin leicht verrundet, so dass es auf der Innenseite der Röhre nicht zu Ablösungserscheinungen kommt .
Insgesamt betrachtet, reduziert das röhrenförmige Element die maximale Tangentialgeschwindigkeit des Wirbels. Hieraufhin wird das tangentiale Geschwindigkeitsprofil in radialer Richtung deutlich flacher. Die Integration der Vertikalkomponente dieser Geschwindigkeit multipliziert mit dem Hebelarm ergibt das auf ein nachfolgendes Flugzeug induzierte Rollmoment, welches ebenfalls verringert wird.
Durch die verminderte Tangentialgeschwindigkeit des Wirbels sinken die Intensität des Wirbels und damit der Unterdruck im Kerngebiet und daher auch die Beschleunigung der Axialgeschwindigkeit im Wirbelkern. Bei herkömmlichen Flügeln kann die axiale Geschwindigkeit einen Wert erreichen, der höher ist als der der freien Anströmung. Durch die Konturform wird das Maß der Aufweitung des röhrenförmigen Elements so gesteuert, dass die axiale Strömungsgeschwindigkeit nicht unter den Wert der freien Außenströmung fällt und damit keinen zusätzlichen Widerstand erzeugt.
Mit dem röhrenförmigen Element 4 kann bis mindestens 150 Spannweiten hinter dem Flugzeug eine messbare Verringerung der maximalen Tangentialgeschwindigkeit erreicht und damit das induzierte Rollmoment auf andere Flugzeuge verringert werden. Die maximale Tangentialgeschwindigkeit wird maximal um 99% reduziert, mindestens um 1%. Im besten Fall beträgt die maximale Reduktion 70%, im schlechtesten Fall 20%, und zwar jeweils bei 18 Spannweiten hinter dem Flugzeug. Mit Verweis auf die Figuren 2, 3 und 5 bis 8 ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass das röhrenförmige Element 4 in den Tragflügel ein- und aus dem Tragflügel ausfahrbar ausgebildet ist, um den Wirbel vorzugsweise bei Starts und Landungen weniger intensiv zu machen. Danach kann das Element 4 wieder eingefahren werden, wenn im Reiseflug oder beim Manövrieren des Flugzeugs auf dem Boden der Wirbel für den allgemeinen Verkehr ungefährlich ist.
Die Figuren 2 und 3 zeigen dabei eine Lösung, bei der das röhrenförmige Element 4 zusammenfaltbar und aus einem textilen Material gebildet ist. Außerdem ist am Tragflügel ein Aufnah- mebereich 5 für das röhrenförmige Element 4 vorgesehen, der vorzugsweise mit einem Deckel oder dergleichen verschließbar ausgebildet ist. Weiterhin ist das röhrenförmige Element 4 (im ausgefahrenen Zustand) mit einem Seil 6 oder dergleichen am Tragflügel befestigt, wobei ferner im Tragflügel eine Einrichtung zum Aufwickeln des Seils 6 angeordnet ist. Das Seil 6 ist dabei drehbar am Tragflügel gelagert, damit es sich nicht verdrillen (und damit letztlich verkürzen) kann.
Mit anderen Worten ausgedrückt lässt sich bei dieser Ausführungsform, die auch "Faltlösung" genannt wird, das röhrenförmige Element 4 in einem dafür vorzugsweise auf der Flügeloberseite vorgesehenen Fach im Bereich der Flügelspitze unterbringen, mittels einer Seilwinde in den Wirbel hineinbefördern, nach Gebrauch wieder einziehen und im Fach wieder verstauen. Das zusammengefaltete, dann nicht mehr röhrenförmige Element 4 wird zum Lande- und Startvorgang aus der Öffnung mittels Seilwinde herausgelassen. Es wird dabei durch die Strömung kontrolliert herausgesogen. Das Element 4 wird sich kontrolliert ausfalten, und zwar vorzugsweise über eine geord- nete spiralförmige Bewegung. Durch die flexible Aufhängung, den runden Einlauf, die Nähe zur Flügelspitze und das Kräftefeld des Drehungsfeldes positioniert es sich selbstständig im Wirbelzentrum. Nach Gebrauch (nach der Landung bzw. nach dem Start) wird es wieder eingefahren. Dabei zieht die Seilwinde das Element 4 wieder Richtung Tragflügel und in das für das Element 4 vorgesehene und durch einen Deckel verschließbare Fach hinein. Das Element rollt sich während des Einziehens wieder (spiralförmig) zusammen, da die textilen Flächen vorzugsweise über eine Schiene geleitet werden. Das Element 4 besteht dabei vorzugsweise aus dünnem, teilweise auch versteiftem Material und wird sich mit Hilfe der Wirbelströmung und vorzugsweise integrierten Federn spiralförmig entfalten.
Alternativ kann das röhrenförmige Element gemäß Figur 2 und 3 auch aufblasbar ausgebildet sein. Ein solcher geschlossener Schlauch wird bei Bedarf mit Hilfe eines aus dem Triebwerk abgeleiteten Luftstroms aufgeblassen, und zwar vorzugsweise über das vorerwähnte, in diesem Fall schlauchartig ausgebildete Seil oder dergleichen.
Eingefaltet kann das Element 4 ein zylindrisches längliches Gebilde sein. Die Menge an Faltungen ermöglicht unterschiedliche Aufweitungen je nach gewünschtem Betriebspunkt oder Effekt. Der Antrieb für die erwähnte Seilwinde kann mit dem Spindelantrieb des Slats (Vorflügels) gekoppelt sein. Somit wird das Element 4 gleichzeitig mit dem für Start und Landung nötigen Vorflügel aus- und eingefahren.
Weiterhin ist ganz allgemein besonders bevorzugt vorgesehen, dass das röhrenförmige Element 4 an seinem vorderen Ende einen Eintritts- 4.1 und an seinem hinteren Ende einen Austritts- querschnitt 4.2 aufweist, deren Verhältnis zueinander verstellbar ausgebildet ist.
Figur 4 zeigt in diesem Zusammenhang eine besonders bevorzugte Ausführungsform, die auch "Integrallösung" genannt wird und bei der die Röhre direkt und dauerhaft in die Flügelstruktur integriert ist. Man kann sich dabei die Form als spiralförmige Fortsetzung der Flügelspitze vorstellen, welche bei neueren Flugzeugen planar und nach hinten hin spitz zulaufend ausgeführt wird (vgl. Boing 787 Dreamliner Grundriss). Um verschiedene Aufweitungen (von stark konisch bis zylindrisch) einstellen und auch im Reiseflug möglichst widerstandsfrei fliegen zu können, erfolgt eine Verstellung der Aufweitung durch eine Veränderung der Überlappung der Röhrenflächen an ihren Kanten (siehe die gestrichelten Linien in Figur 4). Hierzu ist das röhrenförmige Element 4 vorzugsweise in sich elastisch ausgebildet .
Bei den Ausführungsbeispielen gemäß den Figuren 5 bis 8, die ebenfalls im Tragflügel einen Aufnahmebereich 5 für das röhrenförmige Element 4 aufweisen, ist vorgesehen, dass das röhrenförmige Element 4 flächig in den Aufnahmebereich 5 einziehbar ausgebildet ist. Hierzu ist es elastisch und vorzugsweise im eingezogenen Zustand den Aufnahmebereich 5 nach außen verschließend ausgebildet.
Mit anderen Worten ausgedrückt, ist bei den Lösungen nach den Figuren 5 bis 8, die auch als "Schiebelösung" bezeichnet werden, vorgesehen, dass die Flächen, die für die Röhre benötigt werden, aus der Flügelstruktur herausgefahren werden und sich während des Ausfahrens spiralförmig zu einer Röhre aufrollen. Dies geschieht darüber, dass sich die flexiblen bzw. elasti- sehen Flächen im eingefahren Zustand in einer flachen und in den Flügel passenden Zwangsform befinden, um sich dann beim Ausfahren in ihre natürliche, vorgekrümmte Form zu verstellen. Dabei ist es mittels dieser Ausgestaltung möglich, über die Weite des Ausfahrens das Maß der Aufweitung der Röhre zu beeinflussen .
Figur 5 zeigt dabei die innenliegende Röhrenfläche des Elements 4 in Zwangsform (gestrichelte Linie). Figur 6 zeigt die aufgerollte Endposition der Fläche (und gestrichelt die ursprüngliche Lage der Fläche gemäß Figur 5). Bei Figur 7 ist ebenfalls gestrichelt die innenliegende Röhrenfläche des Elements 4 in Zwangsform dargestellt. Figur 8 zeigt die ausgestellte Endposition der Fläche.
Wie aus den Beschreibungen zu den verschiedenen Ausführungsbeispielen ersichtlich, ist stets vorgesehen, dass das röhrenförmige Element 4 innen hohl ausgebildet ist.
Weiterhin weist das röhrenförmige Element 4 vorzugsweise eine parallel zum Flügelrand 3 verlaufende Röhrenhauptachse auf, die kongruent zur Hauptachse des Flügelrandwirbels angeordnet ist .
Gemäß einer weiteren, nicht dargestellten Ausgestaltung kann das röhrenförmige Element 4 bei den fest angebrachten bzw. stabil angebrachten Lösungen aber auch nicht koaxial mit der Referenzwirbelachse verlaufend angeordnet, sondern bewusst nach oben bzw. nach unten gekippt sein. Dadurch wird der Wirbelkern weggelenkt und verkrümmt sich wieder, nachdem er aus dem Element 4 herauskommt. Dabei ist bekannt, dass Krümmungen der Wirbelachse zu Geschwindigkeitsinduktionen führen und da- durch den Wirbel schwächen bzw. dass starke axiale Geschwindigkeiten entgegen und entlang der Anströmung im Wirbelkern ausgelöst werden. Orientiert man beispielsweise die Röhrenhauptachse bewusst nach oben, also von der Scherschicht weg geneigt, so wird der Wirbel daraufhin weit von der Scherschicht abgelenkt. Sobald er das röhrenförmige Element ver- lässt, wird er wieder zur Scherschicht hingelenkt, woraufhin sich die Wirbelachse stark krümmt und der oben genannte Effekt eintritt .
In einer weiteren, ebenfalls nicht dargestellten Ausführung ist es denkbar, dass die Röhre umlaufende schlitzartige oder ringartige Ventilierungsöffnungen aufweist, um die zusätzlich verlangsamte axiale Strömung wieder zu beschleunigen. Die sich dann ergebenden ringartigen Kreisabschnitte an der Röhre sind profiliert ausgebildet und es entstehen somit umlaufende Spalte, wie man es von einer Klappenanordnung an der Hinterkante eines Tragflügels eines Flugzeugs kennt. Es ist dabei weiterhin vorgesehen, dass die ringartigen Kreisabschnitte zusammenschiebbar ausgebildet sind, so dass sich eine weitere Möglichkeit des Zusammenfaltens ergibt, indem die ringartigen Elemente übereinander geschoben werden.
Darüber hinaus kann zusätzlich zum erwähnten Effekt der geringen Swirl-Zahlen vorgesehen sein, dass an einer Hinterkante der erfindungsgemäßen Röhre abstrebende Turbulenzerzeuger angeordnet sind, welche in den Kernbereich mit seinen hohen Geschwindigkeitsgradienten Turbulenz einbringen und die Geschwindigkeitsgradienten verkleinern. Dadurch weitet sich der Kern weiter, nachdem die Strömung die Röhre verlassen hat. Prinzipiell wird durch die Anbringung, den Einbau, das Nachrüsten des röhrenförmigen Elements 4 bei gleichbleibenden Flugzeugfolgeabständen das Risiko beim Einfliegen in eine Wirbelschleppe deutlich herabgesetzt. Umgekehrt können bei gleichem Risiko die Folgeabstände von Flugzeugen reduziert werden, wenn sie das röhrenförmige Element 4 mit sich führen und benutzen. Auf diese Weise ist es möglich, die Start- und Lande- taktung an Flughäfen zu erhöhen und damit deren Auslastung zu optimieren .
Zur Positionierung des erfindungsgemäßen röhrenförmige Elements 4 wird noch auf Folgendes hingewiesen:
Es ist gebräuchlich, dass Flugzeuge in Landekonfigurationen Vorderkanten- und Hinterkantenflügel ausfahren. Letztere sind eine hintereinander liegende Anordnung von einzelnen Tragflügeln bzw. Klappen. Diese führen zu einer großen Steigerung des Auftriebsbeiwertes und des Auftriebs. Wegen der hohen Auf- triebsgradienten kann es vorkommen, dass die stärksten Wirbel an der Klappenseitenkante abgehen. Dementsprechend kann auch vorgesehen sein, dass das röhrenförmige Element an der Seitenkante der Klappe, die selbst einen Tragflügel bildet, angeordnet ist. Hierbei ist es denkbar, dass die Röhre in der stromlinienförmigen Verkleidung (Fairing) der Klappe oder in der Triebwerksaufhängung untergebracht ist.
Nochmals in anderen Worten zusammengefasst , sind folgende Merkmale für den erfindungsgemäßen Tragflügel mit seinen vorteilhaften Weiterbildungen charakteristisch: Die Form des röhrenförmige Elements (kurz: die Röhre) ist gerade, aber auch konisch, wobei dann der vordere Durchmesser kleiner als der hintere ist.
Die Röhre wird direkt hinter dem Flügel positioniert. Die Röhre ist dazu ausgelegt, eine rotierende Strömung in sich aufzunehmen und zu verlangsamen.
Die Röhre ist dazu ausgelegt, eine rotierende Strömung um sich herum zu führen und zu verlangsamen.
Die Röhre richtet sich stabil im Wirbel (konzentrisch) aus oder zwingt die Wirbelachse zu einem abgekrümmten Verlauf .
Die Röhre kann an beiden Flügelspitzen oder nur an einer Flügelspitze angebracht werden. Beim ersten Fall wird das gesamte Wirbelsystem weniger intensiv. Beim zweiten Fall wird der eine Wirbel weniger intensiv, während der andere gleich intensiv bleibt. Das dadurch entstehende asymmetrische Wirbelpaar induziert ungleichmäßige Geschwindigkeiten im Nachlauffeld, wobei der intensive Wirbel den weniger intensiven Wirbel zu einer wellenartigen Form anregt, wodurch das Wirbelsystem insgesamt stark gestört und geschwächt wird.
Die Röhre kann ausgefahren, speziell entfaltet und wieder eingefahren werden. Der Ausfahrmechanismus sieht zum einen einen ausfahrbaren textilen Schirm vor. Dieser wird mittels einer Leine und Winde hinausbefördert und entfaltet sich dann. Als Stabilisierung können integrierte Stangen oder dergleichen dienen oder der Körper ist mit Kammern versehen, welche durch die Zapfluft des Triebwerks gefüllt werden, wodurch der Körper seine Form erhält. Zum anderen wird die Röhrenform über gebogene Flächen erzeugt, welche aus der Flügelstruktur spiralförmig nach hinten ausgefahren werden. Die Röhre kann in ihrer Aufweitung verstellt werden. In einer Ausgestaltung der Erfindung (siehe Figur 4) ist es auch möglich, die spiralförmig nach hinten gestalteten Flächen als Verlängerung der nach hinten spitz zulaufenden Flügelspitze dauerhaft mitzuführen.
Aus alledem ergeben sich folgende Vorteile:
Die Röhre als textile Faltlösung ist leicht. Röhre, Seil, Seilwinde (oder ähnliche Vorrichtung zum Ausfahren), Integration und Steuerung wiegen zusammen und an beiden Flügelspitzen angebracht grob geschätzt nicht mehr als 50 kg.
Alle vorgestellten Ausgestaltungen sind wenig komplex, die Ausfallwahrscheinlichkeit ist gering.
Es bedarf keiner Regelung, sondern nur einer Steuerung, welche das System vorzugsweise gleichzeitig zum Aus- und Einfahren der Landeklappen betätigt.
Die Röhre samt allen Teilen benötigt wenig Stauraum und kann daher in vorhandene Flügelspitzenkonstruktionen integriert werden.
Die Röhre als Faltlösung bedarf keiner tragenden Teile. Für die Schiebelösung bedarf es Flächen sehr geringer Dicke, da die angreifenden Kräfte sehr gering sind.
Die Röhre kann bei Start oder Landung oder nur bei der Landung eingesetzt werden, wenn sie Widerstand produziert. Der Luftraum während des Startens (freie Trajekt- orie nach dem Start) ist wesentlich flexibler als bei der Landung (feste Trajektorie und Folgeabstände vor der Landung) . Daher ist die Flughafenkapazität durch die Lande- und nicht durch die Startfrequenz begrenzt. Eine Erhöhung der Landefrequenz durch die erfindungsgemäße Röhre ist bereits von großem Vorteil.
Die Röhre richtet sich nach der Wirbelachse aus und ist somit bei verschiedenen Anstellwinkeln und Böen ohne zusätzliche Regelung oder Steuerflächen anwendbar.
Die Röhre kann auch eine feste Erweiterung von bestehenden Flügelspitzen oder Winglets sein, wenn der äußerste Bogen des Flügels nach hinten hin spiralförmig der Erfindung entsprechend fortgeführt wird.
Bezugs zeichenliste
1 Flügelvorderkante
2 Flügelhinterkante
3 Flügelrand
4 röhrenförmiges Element
4.1 Eintrittsquerschnitt
4.2 Austrittsdurchmesser
5 Aufnahmebereich
6 Seil

Claims

Patentansprüche
1. Tragflügel, umfassend eine Flügelvorderkante (1), eine Flügelhinterkante (2) und am freien Ende einen zwischen Flügelvorderkante (1) und Flügelhinterkante (2) verlaufenden Flügelrand (3),
dadurch gekennzeichnet,
dass am flügelhinterkantenseitigen Ende des Flügelrands
(3) ein röhrenförmiges Element (4) zur Aufnahme und Durchleitung mindestens eines Teils eines vom Flügelrand (3) erzeugten Flügelrandwirbels angeordnet ist.
2. Tragflügel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) eine Innenquerschnitts- fläche aufweist, die mit zunehmendem Abstand von der Flügelhinterkante (2) größer wird.
3. Tragflügel nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Flügelrandwirbel einen Wirbelkerndurchmesser aufweist und dass ein Eintrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements (4) größer als der Wirbelkerndurchmesser ausgebildet ist.
4. Tragflügel nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,
dass ein Austrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements
(4) gleich groß oder größer als der Eintrittsdurchmesser des röhrenförmigen Elements (4) ausgebildet ist.
5. Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) elastisch ausgebildet ist .
6. Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) zusammenfaltbar ausgebildet ist.
7. Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) in den Tragflügel ein- und aus dem Tragflügel ausfahrbar ausgebildet ist.
8. Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) einen Eintritts- (4.1) und einen Austrittsquerschnitt (4.2) aufweist, deren Verhältnis zueinander verstellbar ausgebildet ist.
9. Tragflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
dadurch gekennzeichnet,
dass für das röhrenförmige Element (4) ein Aufnahmebereich (5) im Tragflügel vorgesehen ist.
10. Tragflügel nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet,
dass das röhrenförmige Element (4) flächig in den Aufnahmebereich (5) einziehbar ausgebildet ist.
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