DE19950403C2

DE19950403C2 - Flugzeug mit Mitteln zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars

Info

Publication number: DE19950403C2
Application number: DE19950403A
Authority: DE
Inventors: Roland Stuff; Heinrich Vollmers
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 1999-10-20
Filing date: 1999-10-20
Publication date: 2002-02-07
Anticipated expiration: 2019-10-21
Also published as: DE19950403A1; US6422518B1; FR2802173B1; GB2355444A; GB0025739D0; GB2355444B; FR2802173A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit Mitteln zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.

Insbesondere befaßt sich die Erfindung mit dem Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars hinter einem im Lande anflug befindlichen Flugzeug. Die Erfindung ist aber auch im Steigflug oder im Reiseflug eines Flugzeugs sinnvoll anwendbar.

Die Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars entstehen bei einem im Flug befindlichen Flugzeug durch das Aufrollen der sich im Bereich der Flügelspitzen ablösenden Wirbelschicht. Besonders stark sind die Wirbelnachläufe beim Landeanflug. Gerade bei Großflugzeugen stellen die Flügelhauptwirbel wegen der von ihnen verursachten Wirbelnachläufe eine Gefahr für andere Luftverkehrsteilnehmer dar, da die Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel im wesentlichen proportional zu dem Gewicht des jeweiligen Flugzeugs ist. Besonders schwere Flugzeuge erzeugen somit besonders starke Flügelhauptwirbel. Die zur Einhaltung der Flug sicherheit notwendigen horizontalen Abstände zwischen landenden Flugzeugen wachsen daher mit dem Gewicht der vorausfliegenden Flugzeuge an und betragen bereits bei den derzeit gängigen Großflugzeugen wie der Boeing Typ B-747 einige Seemeilen. Diese großen horizontalen Sicherheitsabstände verhindern es, das Passagieraufkommen pro Flugbahn durch noch größere Flugzeuge deutlich zu erhöhen, weil die zulässige Landefrequenz solcher größeren Flugzeuge mit ihrem zunehmenden Gewicht weiter abnimmt.

Aus Steven C. Rennich et al.: "A Method for Accelerating the Destruction of Aircraft Wake Vortices", AIAA 98-0667, 1998 ist ein Flugzeug mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 entnehmbar. Die Veröffentlichung befaßt sich mit theoretischen Modellen und Berechnungen, die sich auf die Berücksichtigung eines äußeren Wirbelpaars als Flügelhauptwirbelpaar und eines inneren Wirbelpaars mit entgegengesetzter Drehrichtung als Störwirbelpaar beschränken. Dabei wird davon ausgegangen, daß das äußere Wirbelpaar in der Praxis an den Flügelspitzen selbst und den äußeren Kanten von Landeklappen entsteht, während das innere Wirbelpaar aufgrund des Auftriebseinbruchs über dem Rumpf und an den inneren Kanten der Landeklappen zur Entstehung kommt. In diesem Zusammenhang wird zwar allgemein darauf verwiesen, daß in der Praxis alle auftretenden Wirbelpaare zu berücksichtigen sind. Um welche weiteren Wirbelpaare es sich aber konkret handeln soll, ist nicht dargelegt. Für das innere Wirbelpaar wird festgestellt, daß seine relative Wirbelstärke und sein relativer Abstand bezogen auf die Wirbelstärke und den Abstand des Flügelhauptwirbelpaars in einem bestimmten Bereich liegen müssen, damit es zu einer Zerstörung der Struktur des Flügel hauptwirbelpaars aufgrund einer Wechselwirkung mit dem Stör wirbelpaar hinter dem im Flug befindlichen Flugzeug kommen kann. Wenn die Wirbelstärke des Störwirbelpaars zu groß ist, wechsel wirken die beiden Einzelwirbel des Störwirbelpaars so, daß sie nach oben entsteigen und so die gewünschte Wechselwirkung mit der Folge einer Zerstörung der Struktur der im Nahfeld hinter dem Flugzeug nach unten absteigenden Flügelhauptwirbel nicht stattfinden kann. Konkrete Maßnahmen, um sicherzustellen, daß die Wirbelstärke des Störwirbelpaars in diesem Sinne nicht zu groß wird, werden jedoch nicht aufgezeigt. Außerdem ist die Berücksichtigung der sich im Innenbreich der Spannweite eines Flugzeugs ablösenden Wirbelschichten durch nur ein Störwirbel paar eine nur sehr grobe Vereinfachung, da sich beispielsweise in der Nähe des Höhenleitwerks die sich von dem Flugzeug ablösenden Wirbelschichten noch nicht zu einem definierten Wirbelpaar aufgerollt haben. Eine weniger grobe Simulation der sich ablösenden Wirbelschichten ergibt, daß diese nicht als ein Störwirbel nach oben entsteigen, sondern in Teilen bereits mit den Flügelhauptwirbeln absteigen, wenn sie nach Rennich et al. aufgrund ihrer Gesamtwirbelstärke eigentlich als ganzes nach oben entsteigen sollten.

Aus der DE 31 27 257 A1 ist ein Flugzeug mit Mitteln zum Reduzieren einer Wirbelstärke eines Flügelhauptwirbelpaars hinter einem im Flug befindlichen Flugzeug mit einer Symmetrie ebenen, zwei Tragflügeln, einem Rumpf und einem Höhenleitwerk, wobei das Flügelhauptwirbelpaar im Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel entsteht, bekannt. Hier umfassen die Mittel zum Reduzieren der Wirbelstärke Zusatzkörper, die im Bereich der Wirbelenstehung des Flügelhauptwirbelpaars an den Tragflügeln angeordnet sind und die ein künstliches Wirbelpaar mit entgegen gesetzter Drehrichtung und etwa gleicher Wirbelstärke wie das Flügelhauptwirbelpaar erzeugen, um durch unmittelbare destruk tive Überlagerung des Flügelhauptwirbelpaars den induzierten Widerstand der Tragflügel zu vermindern.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Flugzeug mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 aufzuzeigen, bei dem es tatsächlich gelingt, ein bei dem im Flug befindlichen Flug zeug bereits existierendes Störwirbelpaar zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars zu nutzen.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Vorteilhafte Ausführungsformen des neuen Flugzeugs sind in den Unteransprüchen 2 bis 8 beschrieben.

Grundlage des neuen Flugzeugs ist die Erkenntnis, daß als Störwirbelpaar insbesondere das innere Wirbelpaar geeignet ist, in das Anteile des Rumpfwirbelpaars und des Leitwerkwirbelpaars eingehen. Das Rumpfwirbelpaar beruht auf dem Auftriebseinbruch im Übergang der Tragflügel zum Rumpf und weist immer die entge gengesetzte Drehrichtung zu dem Flügelhauptwirbelpaar auf. Das Leitwerkwirbelpaar entsteht an den Flügelspitzen des Höhen leitwerks, das zur Stabilisierung des gewünschten Anstellwinkels des gesamten Flugzeugs einen Abtrieb erzeugt, so daß das Leit werkwirbelpaar ebenfalls die dem Flügelhauptwirbelpaar entgegen gesetzte Drehrichtung aufweist. Das Rumpfwirbelpaar und das Leitwerkwirbelpaar vereinigen sich hinter dem Flugzeug zu einem inneren Wirbelpaar. Der Abstand der beiden einzelnen Störwirbel dieses Störwirbelpaars untereinander ist zumindest so gering, daß nicht die Gefahr besteht, daß sich das Störwirbelpaar bereits kurz hinter dem Flugzeug mit dem Flügelhauptwirbelpaar vereint. Eine solche Vereinigung mit dem noch nicht gealterten Flügelhauptwirbelpaar würde zwar zu einer gewissen Reduzierung seiner Wirbelstärke aber nicht zu der gewünschten Zerstörung seiner Struktur führen. Das betrachtete Störwirbelpaar mit den Anteilen des Rumpfwirbelpaars und des Leitwerkwirbelpaars weist bei bekannten Verkehrsflugzeugen in aller Regel eine solche hohe Wirbelstärke auf, daß es ohne einen gezielten Eingriff ange sichts des geringen Abstands seiner beiden gegenläufigen Stör wirbel nach oben aus dem Bereich des absteigenden Flügelhaupt wirbelpaars entsteigen würde. Um dem entgegenzuwirken, wird bei dem neuen Verfahren die Wirbelstärke dieses Störwirbelpaars mit mindestens einem Paar von Winglets auf einen solchen Wert reduziert, der das Wirbelpaar im Höhenbereich der absteigenden Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars hält. Die Verwen dung von Winglets zur Reduzierung der Wirbelstärke hat den Vorteil, daß der dabei anfallende zusätzliche Strömungswider stand der Winglets zumindest zum Teil durch den von ihnen aufgrund ihrer Anströmung erzeugten Vortrieb kompensiert oder gar im Sinne eines Nettovortriebs überkompensiert wird. Dabei ist für die Winglets eine Definition zugrunde gelegt, nach der es sich um kleine Flügel handelt, die nicht in der Strömungs hauptrichtung, d. h. nicht entgegengesetzt zur Gesamtbewegungs richtung des Flugzeugs angeströmt werden. Dabei kann die auf die Winglets auftreffende Strömung die sich ablösende Wirbelschicht oder bereits einen Teil eines in Entstehung befindlichen oder bereits entstandenen Wirbelpaars sein.

Das Störwirbelpaar, das erfindungsgemäß zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars eingesetzt wird, kann auch einen Anteil eines Klappenwirbelpaars, das im Bereich der Innenkanten eines Paars von Landeklappen an den Tragflügeln entsteht, aufweisen. Wenn sich ein solches Klappenwirbelpaar mit dem Rumpfwirbelpaar und dem Leitwerkwirbelpaar vereinigt, ist auch sein Anteil an der Wirbelstärke beim Halten des Störwirbel paars im Höhenbereich der Flügelhauptwirbel zu berücksichtigen. Dabei ist natürlich zu beachten, daß Klappenwirbelpaare nicht in allen Flugsituationen in relevanter Stärke beobachtet werden und bei eingefahrenen Landeklappen vollständig verschwinden. Aller dings sind die Landeklappen im besonders interessanten Lande anflug in aller Regel voll ausgefahren. Umgekehrt muß bei einer Reduzierung der Flügelhauptwirbel im Reiseflug darauf geachtet werden, daß die Wirbelstärke des Störwirbelpaars, nachdem die wesentlichen Anteile des Klappenwirbelpaars und des Leitwerk wirbelpaars entfallen sind, durch die Winglets nicht zu stark abgemindert wird.

Das interessierende Störwirbelpaar kann auch einen Anteil eines Generatorwirbelpaars, das durch ein Paar von Wirbelgeneratoren mit der ersten oder der zweiten Drehrichtung erzeugt wird, aufweisen. Die Wirbelgeneratoren können dabei beispielsweise in die Konstruktion eines ausgefahrenen Flugzeugfahrwerks integriert sein. Mit der willkürlichen Wirbelerzeugung durch Wirbelgeneratoren kann die Wirbelstärke des Störwirbelpaars ebenso wie sein Abstand einer gezielten Grundeinstellung unterworfen werden. Dabei kann das Generatorwirbelpaar sowohl die zweite Drehrichtung aufweisen, die der Drehrichtung des Störwirbelpaars entspricht, als auch die erste Drehrichtung des Flügelhauptwirbelpaars. Im letzten Fall, sorgt das Generator wirbelpaar bereits für eine grundsätzliche Herabsetzung der Wirbelstärke des Störwirbelpaars, da sein Anteil hier negativ eingeht. So kann beispielsweise mit einem Wirbelgenerator am Fahrwerk ein Generatorwirbelpaar mit der ersten Drehrichtung erzeugt werden, das den Anteil eines Klappenwirbelpaars mit der zweiten Drehrichtung im Landeanflug etwa kompensiert, so daß die Wirbelstärke des gesamten Störwirbelpaars im Landeanflug in die Nähe des gewünschten Werts reduziert wird.

In einer Ausführungsvariante des neuen Flugzeugs ist mindestens ein Paar der Winglets hinter den Tragflügeln am Rumpf angeord net. Dort wirken die Winglets auf sich ablösenden Wirbelschich ten ein, die in der Folge das Rumpfwirbelpaar ausbilden.

Wenn mindestens ein Paar der Winglets an den Flügelspitzen des Höhenleitwerks angeordnet ist, wirken die Winglets auf sich ablösende Wirbelschichten ein, die in der Folge das Leitwerk wirbelpaar ausbilden.

Wenn mindestens ein Paar der Winglets im Bereich von Innenkanten eines Paars von Landeklappen an den Tragflügeln angeordnet ist, wirken die Winglets auf sich ablösende Wirbelschichten ein, die in der Folge das Klappenwirbelpaar ausbilden.

Die Einwirkung der Winglets auf die sich ablösenden Wirbel schichten bedeutet in jedem Fall eine Reduzierung der Wirbel stärke der aus den Wirbelschichten entstehenden Wirbelpaare.

Wie bereits oben im Zusammenhang mit den Unterschieden zwischen dem Landeanflug und dem Reiseflug angedeutet wurde, ist die relative Wirbelstärke des Störwirbelpaars ohne die erfindungs gemäße Einflußnahme durch die Winglets nicht immer gleich. Entsprechend kann mit einer festen Anordnung von Winglets die Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars nur für bestimmte Flugphasen optimal reduziert werden. Wenn alle drei Flugphasen, d. h. der Steig-, der Reise- und der Landeanflug, abgedeckt werden sollen, müssen zum optimalen Einstellen der Wirbelstärke des Störwirbelpaars auf den jeweils aktuellen Wert beispiels weise die aktive Länge und/oder der Anstellwinkel wenigstens eines Paars von Winglets verändert werden. Es ist auch möglich, einzelne Paare von Winglets nur unter bestimmten Flugbedingungen auszufahren oder in eine aktive Ausrichtung anzustellen. Vor zugsweise ist daher die aktive Länge und/oder der Anstellwinkel eines Paars der Winglets zum Einstellen der Wirbelstärke des Störwirbelpaars auf den jeweils aktuell geeigneten Wert veränderbar.

Die Abminderung der relativen Wirbelstärke des Störwirbelpaars bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug darf aber nicht so weit gehen, daß die Wirbelstärke des Störwirbelpaars auf einen Wert reduziert wird, der nur noch 14% der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars beträgt oder sogar noch kleiner ist. Anderenfalls ist das Störwirbelpaar, auch wenn es nicht aus dem Höhenbereich der absteigenden Flügelhauptwirbel entsteigt, nicht in der Lage die Struktur des Flügelhauptwirbelpaars zuverlässig zu zerstören.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert und beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1 die Anordnung verschiedener, an einem im Flug befind lichen Flugzeug auftretender Wirbelpaare

Fig. 2 die Zusammenfassung der Wirbelpaare gemäß Fig. 1 zu einem Flügelhauptwirbelpaar und einem Störwirbelpaar,

Fig. 3 ein Kriterium für die relative Wirbelstärke des Störwirbelpaars in Abhängigkeit von seinem relativen Abstand jeweils bezogen auf das Flügelhauptwirbelpaar,

Fig. 4 die Anordnung eines Winglets an einem Höhenleitwerk in einer Ansicht von hinten,

Fig. 5 die Ansicht gemäß Fig. 4 in einer Ansicht von oben,

Fig. 6 die Anströmungs- und Kräfteverhältnisse am Profil des Winglets gemäß den Fig. 4 und 5,

Fig. 7 eine perspektivische Ansicht von Teilen eines Flug zeugs mit Hervorhebung eines Bildausschnitts,

Fig. 8 den Bildausschnitt gemäß Fig. 7 mit einer Anordnung von Winglets am Rumpf des Flugzeugs,

Fig. 9 eine weitere perspektivische Ansicht von Teilen eines Flugzeugs mit Hervorhebung eines Bildausschnitts und

Fig. 10 den Bildausschnitt gemäß Fig. 9 mit einer Anordnung eines Winglets im Bereich einer Innenkante einer hier ausgeschlagenen Landeklappe am Tragflügel des Flug zeugs.

In Fig. 1 ist ein Flugzeug 1 durch einen Querschnitt seines Rumpfs 2, seine beiden Tragflügel 3 und sein Höhenleitwerk 4 angedeutet. Die Symmetrieebene 7 des Flugzeugs 1 ist im Bereich der Querschnittsdarstellung des Rumpfs 2 und der Tragflügel 3 als Linie eingezeichnet. Weiterhin sind über den Tragflügeln 3 der Flügelauftrieb 6 und unter dem Höhenleitwerk 4 der Leit werksabtrieb 8 aufgetragen. Der lokale Gradient des Flügel auftriebs 6 erzeugt ein Flügelhauptwirbelpaar +/-Γ_m im Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel 3. Weiterhin erzeugt der Gradient des Flügelauftriebs 6 im Bereich eines Auftriebs einbruchs 9 über dem Rumpf 2 ein Rumpfwirbelpaars -/+Γ₁, dessen Drehrichtung entgegengesetzt zu der Drehrichtung des Flügel hauptwirbelpaars +/-Γ_m verläuft. Der Gradient des Leitwerks abtriebs 8 an dem Höhenleitwerk 4 erzeugt ein Leitwerkwirbelpaar -/+Γ₂, dessen Drehrichtung wieder entgegengesetzt zu der Dreh richtung des Flügelhauptwirbelpaars +/-Γ_m und damit gleich der Drehrichtung des Rumpfwirbelpaars -/+Γ₁ ist. Ein weiteres Wirbel paar wird hier in Form eines Generatorwirbelpaars -/+Γ₃ wieder gegeben, das hier ebenfalls die entgegengesetzte Drehrichtung zu dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γ_m angedeutet. Grundsätzlich wäre es auch möglich, daß die in Fig. 1 nicht im Detail wiedergegebenen Wirbelgeneratoren 10 ein Generatorwirbelpaar +/-Γ₃, d. h. ein Wirbelpaar mit der gleichen Drehrichtung wie die Flügelhaupt wirbel +/-Γ_m erzeugen. Für die weiteren Betrachtungen sind nicht nur die Wirbelstärken Γ₁ bis Γ₃ und Γ_m der Wirbelpaare sondern auch ihre jeweiligen Abstände b₁ bis b₃ und b_m von Bedeutung, die ebenfalls in Fig. 1 eingezeichnet sind.

Die Wirkungen der Wirbelpaare Γ₁ bis Γ₃ auf das Flügelhaupt wirbelpaar +/-Γ_m können ersatzweise durch ein einziges, hier als Störwirbelpaar bezeichnetes Wirbelpaar -/+Γ_p mit einem Abstand b_p dargestellt werden, das in Fig. 2 wiedergegeben ist. Dabei ist der Abstand b_p der beiden Störwirbel des Störwirbelpaars -/+Γ_p voneinander so klein und damit der Abstand jedes der beiden Störwirbel zu den Flügelhauptwirbeln so groß, daß das Stör wirbelpaar -/+Γ_p sich nicht unmittelbar hinter dem Flugzeug 1 mit dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γ_m vereint, bevor das Flügelhaupt wirbelpaar +/-Γ_m bereits einer gewissen Alterung unterworfen ist. Im übrigen umfaßt auch das Flügelhauptwirbelpaar +/-Γ_m gemäß den Fig. 1 und 2 verschiedene Anteile einzelner Wirbelpaare im Bereich der Flügelspitzen der Tragflügel 3. Beispielsweise handelt es sich dabei neben den eigentlichen Flügelhauptwirbeln, die an der Spitze der Tragflügel 3 selbst entstehen, um Klappen wirbelpaare, die an den äußeren Kanten von Landeklappen an den Tragflügeln 3 zu Entstehung kommen. Die Wirbelstärken und der Abstand jedes aus mehreren Anteilen bestehenden Wirbelpaars entsprechen der gerichteten Summe der Wirbelstärken bzw. dem Mittelwert der mit der jeweiligen Wirbelstärke gewichteten Abstände der einzelnen Anteile.

Fig. 3 gibt zeichnerisch ein Kriterium für die relative Wirbel stärke des Störwirbelpaars -Γ_p/Γ_m in Abhängigkeit von dem relativen Abstand des Störwirbelpaars b_p/b_m wieder. Dabei wird der zulässige Wertebereich 11 durch eine Grenzlinie 13 und eine schraffierten Bereich 27 begrenzt. Der schraffierte Bereich beginnt an einer Grenzlinie 12, die durch eine Kurve

-Γ_p/Γ_m = f . (3(b_p/b_m) + (b_p/bm)³)/(1 + 3(b_p/b_m)²)

festgelegt wird, wobei f = 1,15. Der schraffierte Bereich berücksichtigt, daß der Faktor f je nach Flugzeugtyp zwischen 0,85 und 1,15 liegt, wobei der Faktor unterschiedlichen Rumpf- Flügel-Anordnungen, beispielsweise Hoch-, Mittel- und Tiefdecker, sowie unterschiedlichen Höhenleitwerksanordnungen, beispielsweise Kreuz- und T-Leitwerk Rechnung trägt. Im Ergebnis ist der Wertebereich 11 nicht bei jedem Flugzeug durch Über schreiten der Grenzlinie 12 erreichbar. In Einzelfällen muß auch noch der gesamte schraffierte Bereich, der der möglichen Varia tion von f entspricht, überwunden werden. Für große Abstände zwischen den Tragflügeln und dem Höhenleitwerk liegt der Faktor f eher bei 0,85; bei kurzen Abständen, Kreuzleitwerken und Hochdeckeranordnungen eher bei 1,15. Die Grenzlinie 12 mit dem jeweiligen Faktor f ist das Kriterium dafür, daß die Wirbel stärke des Störwirbelpaars -/+Γ_p nicht so groß ist, daß die Störwirbel durch ihre Wechselwirkung untereinander aus dem Höhenbereich zwischen den absteigenden Flügelhauptwirbeln des Flügelhauptwirbelpaars +/-Γ_m entsteigen. Die Grenzlinie 13 die knapp unterhalb -Γ_p/Γ_m = -0,14 verläuft, repräsentiert das Kriterium, daß die Wirbelstärke Γ_p des Störwirbelpaars -/+Γ_p eine gewisse Mindestgröße aufweisen muß, damit eine Wechselwirkung des Störwirbelpaars mit dem gealterten Flügelhauptwirbelpaar +/- Γ_m mit Abstand hinter dem Flugzeug dazu führt, daß die Flügel hauptwirbel vorzeitig zerfallen, d. h. ihre Struktur zerstört wird. Weiterhin sind in Fig. 3 zwei Wertebereiche 14 und 15 eingetragen, die die Wirbelstärken Γ_p bekannter Verkehrsflugzeuge unter Berücksichtigung nur des Rumpfwirbelpaars -/+Γ₁ bzw. des Rumpfwirbelpaars -/+Γ₁ als auch des Leitwerkwirbelpaars -/+Γ₂ andeuten. Dabei ist zu sehen, daß in aller Regel die Wirbel stärke Γ_p unterhalb der Grenzlinie 12 liegt, d. h. unter Berück sichtigung der Tatsache, daß negative Werte für -Γ_p/Γ_m aufge tragen sind, zu groß ist. Um in den Wertebereich 11 zu gelangen, ist es daher erforderlich, die Wirbelstärke Γ_p zu einer Wirbel stärke Γ_p' abzumindern. Die grundsätzlich auch mögliche Vergröße rung des Abstands b_p wäre nicht nur viel aufwendiger. Sie wäre auch mit der grundsätzlichen Gefahr verbunden, daß sich das Störwirbelpaar -/+Γ_p' mit dem Flügelhauptwirbelpaar +/-Γ_pm vor einer ausreichende Alterung des Flügelhauptwirbelpaars vereint. Dies würde zwar zu einer gewissen Abschwächung der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars führen, aber nicht zu der gewünschten grundsätzlichen Zerstörung der Struktur der Flügelhauptwirbel.

Um die modifizierte Wirbelstärke Γ_p' in den Wertebereich 11 gemäß Fig. 3 zu bringen, werden bei dem neuen Verfahren Winglets eingesetzt, um die Wirbelstärke Γ₁ bis Γ₃ mindestens eines der Wirbelpaare zu reduzieren, die sich zu dem Störwirbelpaar -/+Γ_p addieren. In den Fig. 4 und 5 ist die Anordnung eines Wing lets 16 an einer Flügelspitze 5 des Höhenleitwerks 4 skizziert, dessen Funktion in einer Reduzierung der Wirbelstärke des Leitwerkwirbelpaars -/+Γ₂ gemäß Fig. 1 besteht. Das Winglet 16 wird neben der Hauptströmung um das gesamte Flugzeug, die in Fig. 5 mit V angegeben ist von einer Ausgleichsströmung über die Flügelspitze 5 des Höhenleitwerks 4 angeströmt, welche in Fig. 4 mit Pfeilen 17 angedeutet ist. Diese Ausgleichsströmung hat ihre Ursache in dem den Leitwerksabtrieb 8 gemäß Fig. 1 bewir kenden Druckverhältnissen am Höhenleitwerk 4, d. h. einem Über druck an der Oberseite und einem Unterdruck an der Unterseite. In Fig. 5 ist diese zusätzliche, induzierte Anströmung als V_i eingetragen. Damit ergibt sich eine in Fig. 5 ebenfalls eingetragene effektive Anströmung V_a des Winglets 16, die um einen Winkel a von der Hauptströmung V abweicht.

Fig. 6 skizziert, daß der durch die lokale Anströmung V_a hervorgerufene Auftrieb L_W des Winglets 16 eine so starke Vorwärtskomponente aufweist, daß der Strömungswiderstand D_W des Winglets 16 überkompensiert wird. Das heißt, es verbleibt ein negativer induzierter Widerstand -D aufgrund des Winglets 16. Dies bedeutet im Ergebnis, daß das Winglet 16 gemäß den Fig. 4 und 5 den Gesamtströmungswiderstand des Flugzeugs 1 nicht erhöht sondern sogar absenkt und gleichzeitig die gewünschte Reduzierung der Wirbelstärke des Leitwerkwirbelpaars -/+Γ_p erbringt. Dies gilt entsprechend auch für die Winglets, deren Anordnung im folgenden beschrieben wird. Bezüglich der konkreten Bemessungen des Winglets 16 gemäß den Fig. 4 und 5 erweist sich für seine Spannweite in Richtung seiner Haupterstreckung quer zu der Symmetrieebene 7 ein auf die Halbspannweite des Höhenleitwerks 4 normierter Wert in den Grenzen von 0,2 bis 0,2 als geeignet. Der Pfeilungswinkel des Winglets 16 sollte in den Grenzen von 15° bis 40° liegen.

Fig. 7 zeigt schräg von hinten den Rumpf 2, einen Tragflügel 3 und ein Triebwerk 18 eines Flugzeugs 1, wobei ein Bildausschnitt 19 umrandet ist, dessen Inhalt in Fig. 8 separat und vergrößert dargestellt ist. Fig. 8 skizziert die Anordnung von Winglets 20 am Rumpf 2 des Flugzeugs 1 hinter den Tragflügeln 3 und zwar im Bereich einer Stromlinie 21, die dem in der Entstehung befindlichen Rumpfwirbelpaar -/+Γ₁ gemäß Fig. 1 zugeordnet ist. Die Winglets 20 wirken dabei als Leitflächen auf die der Stromlinie 21 entsprechende Strömung und lenken diese so nach hinten um, daß die Wirbelstärke des Rumpfwirbelpaars im gewünschten Sinne reduziert wird.

Fig. 9 zeigt von unten, hinten den Rumpf 2, einen Tragflügel 3 und ein Triebwerk 18 eines Flugzeug 1, wobei wieder ein Bild ausschnitt 22 markiert ist, der hier in Fig. 10 vergrößert wiedergegeben ist. Fig. 10 zeigt die Anordnung eines Winglets 23 an dem Tragflügel 3 nahe einer Innenkante 25 einer Lande klappe 24 an dem Tragflügel 3, um die Wirbelstärke eines Klappenwirbelpaars zu reduzieren, welches bei ausgefahrener Landeklappe 24 an der Innenkante 25 zur Entstehung kommt und eine entgegengesetze Drehrichtung zu der Drehrichtung des Flügelhauptwirbelpaars +/-Γ_m gemäß Fig. 1 aufweist. Dieses Klappenwirbelpaar geht in das Störwirbelpaar -/+Γ₃ ein. Ent sprechend muß seine Wirbelstärke berücksichtigt werden, wenn die Wirbelstärke Γ_p in dem Wertebereich 11 gemäß Fig. 3 hineinge bracht werden soll. Die Anströmung des Winglets 23 ist durch einen Pfeil 26 angedeutet.

BEZUGSZEICHENLISTE

1

Flugzeug

2

Rumpf

3

Tragflügel

4

Höhenleitwerk

5

Flügelspitze

6

Flügelauftrieb

7

Symmetrieebene

8

Leitwerksabtrieb

9

Auftriebseinbruch

10

Wirbelgenerator

11

Wertebereich

12

Grenzlinie.

13

Grenzlinie

14

Wertebereich

15

Wertebereich

16

Winglet

17

Pfeil

18

Triebwerk

19

Bildausschnitt

20

Winglet

21

Stromlinie

22

Bildausschnitt

23

Winglet

24

Landeklappe

25

Innenkante

26

Anströmung

27

schraffierter Bereich

Claims

1. Flugzeug mit einer Symmetrieebene, zwei Tragflügeln, einem Rumpf, einem Höhenleitwerk, und mit Mitteln zum Reduzieren der Wirbelstärke eines Flügelhauptwirbelpaars, das bei dem im Flug befindlichen Flugzeug im Bereich der Flügelspitzen der Trag flügel entsteht, eine erste Drehrichtung aufweist und im Nahfeld hinter dem Flugzeug absteigt, wobei die Mittel ein Störwirbel paar, das zwischen dem Rumpf und den Flügelspitzen der Trag flügel entsteht, ohne sich im Nahfeld hinter dem Tragflügel mit dem Flügelhauptwirbelpaar zu vereinen, und das eine der ersten Drehrichtung entgegengesetzte zweite Drehrichtung aufweist, im Nahfeld hinter dem Flugzeug in einem Höhenbereich der abstei genden Flügelhauptwirbel des Flügelhauptwirbelpaars halten, indem sie die relative Wirbelstärke und/oder den relativen Abstand des Störwirbelpaars jeweils bezogen auf das Flügelhaupt wirbelpaar auf einen geeigneten Wert einstellen,
dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Reduzieren der Wirbelstärke des Flügelhauptwirbelpaars (+/-Γ_m) mindestens ein Paar von Winglets (16, 20, 23) aufweisen, um die Wirbelstärke des Störwirbelpaars (-/+Γ_p) auf den geeigneten Wert zu redu zieren,
wobei mindestens ein Paar der Winglets (16, 20, 23) hinter den Tragflügeln (3) am Rumpf (2) oder an den Flügelspitzen (5) des Höhenleitwerks (4) oder im Bereich von Innenkanten (25) eines Paars von Landeklappen (24) an den Tragflügeln (3) angeordnet ist.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine Paar von Landeklappen (24) an den Tragflügeln (3) vorgesehen ist, wobei im Bereich der Innenkanten (25) des Paars der Landeklappen (24) ein Klappenwirbelpaar ensteht, das einen Anteil des Störwirbelpaars (-/+Γ_p) ausbildet.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein Paar von Wirbelgeneratoren (6) vorgesehen ist, wobei das Paar der Wirbelgeneratoren (6) ein Generatorwirbelpaar (-/+Γ₃) mit der ersten oder der zweiten Drehrichtung erzeugt, das einen Anteil des Störwirbelpaars (-/+Γ_p) ausbildet.

4. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (20) hinter den Tragflügeln (3) am Rumpf (2) angeordnet ist.

5. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekenn zeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (16) an den Flügelspitzen (5) des Höhenleitwerks (4) angeordnet ist.

6. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekenn zeichnet, daß mindestens ein Paar der Winglets (23) im Bereich von Innenkanten (25) eines Paars von Landeklappen (24) an den Tragflügeln (3) angeordnet ist.

7. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekenn zeichnet, daß die Winglets (16, 20, 23) die relative Wirbel stärke des Störwirbelpaars (-/+Γ_p) auf einen Wert reduzieren, der größer als 14% bezogen auf die Wirbelstärke des Flügelhaupt wirbelpaars (+/-Γ_m) ist.

8. Flugzeug nach einem der Ansprüch 1 bis 7, dadurch gekenn zeichnet, daß die aktive Länge und/oder der Anstellwinkel (α) mindestens eines Paars der Winglets (16, 20, 23) zum Einstellen der Wirbelstärke des Störwirbelpaars (-/+Γ_p) auf den jeweils aktuell geeigneten Wert veränderbar ist.