DE102005012575A1

DE102005012575A1 - Aerodynamic component e.g. wing, for e.g. commercial aircraft, has rear edge with saw tooth shaped gradient, where gradient has saw teeth with short predominant section, which runs parallel to direction of upswing or downforce

Info

Publication number: DE102005012575A1
Application number: DE102005012575A
Authority: DE
Inventors: Falk Dr.-Ing. Klinge
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2005-03-18
Filing date: 2005-03-18
Publication date: 2006-10-05
Anticipated expiration: 2025-03-19
Also published as: DE102005012575B4

Abstract

The component (4) has a rear edge (11) with a saw tooth shaped gradient, which is viewed along the direction of an inflow. The gradient has a set of saw teeth with a short predominant section, which runs parallel to the direction of an upswing or downforce and an adjacent long predominant section running parallel to a main extension of the rear edge. The short section has an extension in the direction of the upstream of down force.

Description

Die Erfindung betrifft ein aerodynamisches Bauteil, insbesondere einen Tragflügel eines Luftfahrzeugs, das bei Anströmung einen Auf- oder Abtrieb erzeugt und das stromab mit einer Hinterkante endet.The The invention relates to an aerodynamic component, in particular a Hydrofoil of an aircraft that has an up or down drive when it is approaching generated and ends downstream with a trailing edge.

Ein Tragflügel eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Verkehrsflugzeugs, erzeugt einen Auftrieb. Die Leitflächen eines Höhenleitwerks eines Luftfahrzeugs, auf die die vorliegende Erfindung ebenfalls anwendbar ist, erzeugen demgegenüber häufig einen Abtrieb. Die physikalischen Vorgänge an dem jeweiligen aerodynamischen Bauteil unterscheiden sich bei Erzeugung eines Auf- bzw. Abtriebs nur in der Richtung der erzeugten Kraft, der Richtung einer seitlichen Ablenkung der Anströmung und der Drehrichtung hieraus resultierender Wirbel. Soweit die Erfindung im Folgenden anhand eines Tragflügels beschrieben wird, können diese Ausführungen unter Berücksichtigung der angesprochenen Vorzeichenumkehrung auch auf ein Abtrieb erzeugendes aerodynamisches Bauteil übertragen werden.One Hydrofoil an aircraft, in particular a commercial aircraft a boost. The fins a horizontal stabilizer an aircraft to which the present invention also applies in contrast, often generate one Output. The physical processes the respective aerodynamic component differ in generation an up or down only in the direction of the generated force, the direction of a lateral deflection of the flow and the direction of rotation resulting from this vortex. As far as the invention in the following with reference to a wing is described these designs considering the mentioned sign reversal also on an output generating transmitted aerodynamic component become.

Die Auftriebskraft eines Tragflügels ist direkt proportional zu einer Zirkulation der Luft um den Tragflügel in Richtung normal zu seiner Anströmung. Diese Zirkulation ist nach Helmholtz gleich der aufsummierten Wirbelstärken der an den Hinterkanten des Tragflügels und den Flügelspitzen abschwimmenden Scherschichten. Diese Scherschichten wickeln sich in einiger Entfernung hinter dem Luftfahrzeug zu einem oder mehreren Wirbelpaaren auf und bilden dabei ein Wirbelsystem mit relativ kleiner Kontaktfläche zwischen der sich bewegenden und der ruhenden Luftmasse. Einer Dissipation der Energie in dem Wirbelsystem steht damit keine große Reibungsfläche zwischen der ruhenden Luftmasse und dem sich bewegenden Wirbelsystem zur Verfügung. Entsprechend hat das Wirbelsystem eine hohe Lebensdauer. Beeinflussungen des Wirbelsystems, die zu dessen schnelleren Zerfall führen, sind das Ziel verschiedener bekannter Entwicklungen. Die modernen Großflugzeugen nachlaufenden Wirbelsysteme, die auch als Wirbelschleppen bezeichnet werden und deren Energiedichte mit dem Gewicht der Großflugzeuge ansteigt, stellen eine große Gefahr für den nachfolgenden Luftverkehr dar. Sie begrenzen damit direkt die Kapazität von Flughäfen. Die ICAO (International Civil Aviation Organisation) hat Mindestabstände zwischen startenden und landenden Flugzeugen definiert, um Unfälle durch Einflüge von Flugzeugen in die Wirbelschleppen vorher gestarteter bzw. gelandeter Flugzeuge zu vermeiden. Die zunehmenden Gewichte der größten Verkehrsflugzeuge werden ohne zusätzliche Maßnahmen dazu führen, dass die notwendigen Mindestabstände zwischen startenden und landenden Flugzeugen noch weiter erhöht werden.The Buoyancy of a wing is directly proportional to a circulation of air around the wing in the direction normal to its flow. These According to Helmholtz, circulation is equal to the accumulated vortices of the at the trailing edges of the wing and the wing tips floating shearing layers. These shear layers wrap at some distance behind the aircraft to one or more Whirl pairs on and form a vortex system with relatively small contact area between the moving and the stationary air mass. A dissipation The energy in the vortex system is therefore not a large friction surface between the dormant air mass and the moving vortex system for Available. Corresponding the vortex system has a long service life. Influencing the Spinal systems that lead to its faster disintegration are the goal of various known developments. The modern large aircraft trailing vortex systems, also referred to as wake turbulence and their energy density with the weight of large aircraft rises, make a big one danger for the subsequent air traffic. They thus limit the direct capacity from airports. The ICAO (International Civil Aviation Organization) has minimum distances between starting and landing aircraft defined to accidents by incursions from planes into wake vortices previously launched or landed Avoid planes. The increasing weights of the largest commercial aircraft be without additional activities cause that the necessary minimum distances be increased even further between take-off and landing aircraft.

Bei allen Maßnahmen, die Energiedichte von Wirbelschleppen von Flugzeugen zumindest in bestimmter Entfernung hinter den fliegenden Flugzeugen zu verkleinern, ist zu berücksichtigen, dass die Zirkulation um einen Tragflügel als solche nicht verringert werden kann, wenn das Flugzeug weiterhin fliegen soll, da ohne diese Zirkulation der notwendige Auftrieb nicht bereitgestellt werden kann. Es müssen also Maßnahmen getroffen werden, um die Dissipation der Energie der Wirbelsysteme hinter den Flugzeugen zu beschleunigen, so dass die Energiedichte deren Wirbelschleppen in kürzeren Abständen hinter den fliegenden Flugzeugen abnimmt. Nur so können ohne Gefährdung der Flugsicherheit die Abstände zwischen insbesondere landenden Luftfahrzeugen gegenüber den heutigen Vorgaben reduziert bzw. bei noch schwereren Flugzeugen bei den heutigen Vorgaben belassen werden.at all measures, the energy density of wake turbulence of aircraft at least in certain distance behind the flying aircraft to zoom out, is taken into account, that the circulation around a wing as such does not diminish can be, if the aircraft should continue to fly, because without this Circulation of the necessary buoyancy can not be provided can. So it has to be activities taken to the dissipation of the energy of the vortex systems to accelerate behind the aircraft, so that the energy density of their Whirling in shorter intervals behind the flying aircraft decreases. Only so can without endangering the flight safety the distances between especially landing aircraft compared to today's requirements reduced or leave on even heavier aircraft at today's specifications become.

Es ist bekannt, mit Wirbelerzeugern, wie beispielsweise so genannten Half Wishbones, zusätzliche Wirbel an einem fliegenden Flugzeug zu erzeugen, die bei einer Vereinigung mit dem an der Flügelspitze eines Tragflügels entstehenden Hauptwirbel diesen instabilisieren, um eine schnellere Energiedissipation des Wirbelsystems hinter dem Flugzeug zu erreichen. Dass dies tatsächlich gelingt, ist bislang noch nicht erwiesen. In jedem Fall resultiert aus der Erzeugung zusätzlicher Wirbel mit den Wirbelerzeugern ein zusätzlicher Widerstand, der in einen erhöhten Treibstoffverbrauch des Flugzeugs resultiert. Bezüglich der Möglichkeit, den Wirbelzerfall mit zusätzlichen Wirbelgeneratoren zu fördern, ist auch zu berücksichtigen, dass hinter einem Tragflügel eine Beschleunigung der Strömung durch einen negativen Druckgradienten erfolgt, die einen stabilisierenden Einfluss auf die Strömung hat. Eine Dissipation von turbulenter Energie aus dem Wirbelsystem in die das Wirbelsystem umgebende freie Strömung wird dadurch grundsätzlich erschwert.It is known with vortex generators, such as so-called Half Wishbones, extra Whirling on a flying plane to produce at an unification with the at the wingtip a wing The main whirlwinds will instabilize this to a faster one Achieve energy dissipation of the vortex system behind the aircraft. That this indeed succeed, has not yet been proven. In any case results from generating additional Vortex with the vortex generators an additional resistance that in an elevated one Fuel consumption of the aircraft results. Regarding the Possibility, the vortex decay with additional To promote vortex generators, is also to be considered that behind a hydrofoil an acceleration of the flow is done by a negative pressure gradient, which has a stabilizing influence on the flow Has. A dissipation of turbulent energy from the vortex system in the surrounding the vortex system free flow is thus generally difficult.

Flugzeuge mit einem Tragflügel, dessen Hinterkanten in Richtung der Anströmung betrachtet einen sägezahnförmigen Verlauf aufweisen, sind bekannt.Aircrafts with a wing, whose trailing edges in the direction of the flow considered a sawtooth course have, are known.

AUFGABE DER ERFINDUNGTASK OF THE INVENTION

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, weitreichende Wirbelschleppen hinter fliegenden, insbesondere startenden und landenden Luftfahrzeugen zu vermeiden, indem die Kombination von Einzelwirbeln zu Wirbelsystemen mit hoher Energiedichte an den Auf- oder Abtrieb erzeugenden aerodynamischen Bauteilen der Luftfahrzeuge originär verhindert wird.The invention has for its object to avoid far-reaching wake turbulence behind flying, especially taking off and landing aircraft by the combination of individual vortexes to vortex systems with high energy density on the up or down generating aerodyna mixing components of the aircraft is originally prevented.

LÖSUNGSOLUTION

Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein aerodynamisches Bauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen des neuen aerodynamischen Bauteils sind in den Unteransprüchen 2 bis 10 beschrieben. Patentanspruch 11 betrifft ein Luftfahrzeug mit mindestens einem aerodynamischen Bauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 10.The The object of the invention is achieved by an aerodynamic component the features of claim 1. Preferred embodiments of the new aerodynamic component are in the dependent claims 2 to 10 described. Claim 11 relates to an aircraft with at least one aerodynamic component according to one of claims 1 to 10th

BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDESCRIPTION THE INVENTION

Das neue aerodynamische Bauteil weist eine Hinterkante auf, die bei Betrachtung entgegen der Richtung der Anströmung einen sägezahnförmigen Verlauf hat. Dabei ist die Angabe "sägezahnförmiger Verlauf" so zu verstehen, dass der Verlauf der Hinterkante mehrere Sägezähne beschreibt. Jeder Sägezahn ist dabei so definiert, dass er einen kürzeren überwiegend parallel zur Richtung des Auf- oder Abtriebs verlaufenden Abschnitt und einen sich hieran anschließenden längeren überwiegend parallel zu einer Haupterstreckungsrichtung der Hinterkante verlaufenden Abschnitt aufweist. An den längeren Abschnitt schließt sich dann wieder ein kürzerer Abschnitt des nächsten Sägezahns an usw.The new aerodynamic component has a trailing edge at the Contemplation against the direction of the flow a sawtooth course Has. The term "sawtooth course" should be understood as meaning that the course of the trailing edge describes several saw teeth. Every sawtooth is It defines it so that it is shorter, mostly parallel to the direction the up or down drive extending section and an adjoining longer predominantly parallel to a main direction of extension of the trailing edge Section has. At the longer ones Section closes then a shorter one again Section of the next sawtooth on, etc.

Durch den sägezahnförmigen Verlauf der Hinterkante des aerodynamischen Bauteils werden im Bereich jedes Sägezahns die Scherschichten der Strömung von den beiden Seiten des aerodynamischen Bauteils umgekehrt, d. h., die Strömung von der Oberseite des aerodynamischen Bauteils wird unter die Strömung von der Unterseite des aerodynamischen Bauteils geführt. Die hierzu notwendige relative Verschiebung der Strömungen wird durch den kürzeren überwiegend parallel zur Richtung des Auf- oder Abtriebs verlaufenden Abschnitt jedes Sägezahns bewirkt. Durch die Umkehrung der Scherschichten im Bereich der Sägezähne aufgrund der Umordnung der Strömungen parallel zur Richtung des Auf- oder Abtriebs entstehen Wirbel, die zu einem Wirbel an einem freien Ende des aerodynamischen Bauteils, also typischerweise einem Wirbel an einer Flügelspitze, eine entgegen gesetzte Drehrichtung aufweisen und so das Aufrollen der von der Hinterkante abschwimmenden Scherschichten nur zu Wirbeln, die sich einfach mit dem Wirbel gleicher Drehrichtung an dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils vereinigen können, verhindern. In dem Bereich jedes Sägezahns der Hinterkante entstehen zwei gegenläufige Wirbel, und diese Wirbel unterschiedlicher Drehrichtung von allen Sägezähnen bilden einen Außenbereich um den sich von dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils ablösenden Wirbel. Dieser Außenbereich kann sich nicht mit dem Wirbel im Kern vereinigen, und ist instabil, so dass sein Energieanteil schnell dissipiert.By the sawtooth course The trailing edge of the aerodynamic component will be in the range of each sawtooth the shear layers of the flow reversed from the two sides of the aerodynamic component, d. h., the flow from the top of the aerodynamic component is under the flow of the bottom of the aerodynamic component out. The necessary for this relative displacement of the currents becomes prevalent by the shorter parallel to the direction of the drive or driven section every sawtooth causes. Due to the inversion of the shear layers in the area of the saw teeth due to the rearrangement of the currents parallel to the direction of the up or down drive arise vortex, the to a vortex at a free end of the aerodynamic component, so typically a vortex on a wing tip, an opposite Have the direction of rotation and so the rolling of the trailing edge floating shearing layers only cause eddying, which is easy with the vortex same direction of rotation at the free end of the aerodynamic Can unite component, prevent. In the area of each saw tooth of the trailing edge emerge two opposing ones Eddy, and these vertebrae of different rotational direction of all Forming saw teeth an outdoor area around the vortex that separates from the free end of the aerodynamic component. This outdoor area can not unite with the vortex in the core, and is unstable, so that its energy share dissipates quickly.

Als Folge des Auf- oder Abtriebs entstehen Querbewegungen der Strömungen, die in den Grenzschichten der Strömungen an dem aerodynamischen Bauteil auftreten. Um diese bei der Umordnung der Strömungen an der Hinterkante des aerodynamischen Bauteils besonders gut auszunutzen, kann bei jedem Sägezahn, soweit er in der Haupterstreckungsrichtung der Hinterkante zu einem freien Ende des aerodynamischen Bauteils hin betrachtet wird, der kürzere Abschnitt überwiegend entgegen der Richtung des Auf- oder Abtriebs verlaufen, während der längere Abschnitt eine flache Steigung in der Richtung des Auf- oder Abtriebs aufweist. Bei einem einen Auftrieb erzeugenden Tragflügel sind die Strömungslinien in der Scherfläche an der Oberseite des Tragflügels von der Flügelspitze weg gekrümmt, während sie an der Unterseite des Tragflügels zu der Flügelspitze hin gekrümmt sind. Der hier für diesen Fall definierte Verlauf der Sägezähne entspricht einem zur Flügelspitze hin flachen Anstieg und einem daran anschließenden scharfem Abfall der Hinterkante. Hierdurch wird die Strömung an der Unterseite des Tragflügels im Bereich jedes Sägezahns nach außen, d. h. zur Flügelspitze hin, und oben gelenkt, während die Strömung an der Oberseite des Tragflügels gleichzeitig nach innen und unten gelenkt wird.When Consequence of the up or down drive, transverse movements of the flows, in the boundary layers of the flows on the aerodynamic component occur. To this in the rearrangement of the currents at the trailing edge of the Particularly well exploit aerodynamic component, can at each sawtooth, as far as he in the main extension direction of the trailing edge to a free end of the aerodynamic component is considered, the shorter Section predominantly run counter to the direction of the up or down, while the longer Section a flat slope in the direction of the up or down having. In a buoyancy generating wing the streamlines in the shear area at the top of the wing from the wingtip Curved away while she at the bottom of the wing to the wingtip curved down are. The here for this case defined course of the saw teeth corresponds to a wing tip flat rise and a subsequent sharp drop in the Trailing edge. This will cause the flow at the bottom of the wing in the area of each sawtooth outward, d. H. to the wing tip out, and steered up, while the flow at the top of the wing simultaneously directed inwards and downwards.

Dort wo, wie beispielsweise in der Umgebung einer Auftrieb erzeugenden Landeklappe an einem Tragflügel, die Zirkulation zum freien Ende eines Auftrieb erzeugenden aerodynami schen Bauteils hin zunimmt und nicht wie im Normalfall abnimmt, d.h. die Krümmung der Strömungslinien an der Oberseite des Bauteils zu dessen freien Ende hin und an der Unterseite des Bauteils von dessen freien Ende weg verläuft, ist der Verlauf der Sägezähne ebenfalls umzukehren, so dass die Hinterkante zu dem freien Ende hin flach abfällt und steil ansteigt.There where, such as in the environment of a buoyant generating Landing flap on a wing, the circulation to the free end of a lift generating aerodynami rule Component increases and does not decrease as normal, i. E. the curvature the streamlines at the top of the component to the free end and at the bottom of the component runs away from the free end, the course of the saw teeth is also reverse, leaving the trailing edge flat towards the free end drops and rises steeply.

Bei jedem Sägezahn kann der kürzerer Abschnitt bei Betrachtung des Verlaufs der Hinterkante zu dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils hin eine Neigung weg von dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils aufweisen. Dies bedeutet, dass die Sägezähne der Hinterkante hinterschnitten sind. Hierdurch wird im Bereich jedes Sägezahns die Strömung von der einen Seite noch weitergehend unter die Strömung von der jeweils anderen Seite des aerodynamischen Bauteils geführt.at every sawtooth can the shorter Section considering the course of the trailing edge to the free Toward the end of the aerodynamic component an inclination away from the free Have end of the aerodynamic component. This means that the saw teeth of the Rear edge are undercut. This will be in the range of each sawtooth the flow from the one side still further under the flow of the other side of the aerodynamic component out.

Bei jedem Sägezahn kann der längere Abschnitt in der Haupterstreckungsrichtung der Hinterkante 1,4- (= Quadratwurzel aus 2) bis 20-mal länger als der kürzere Abschnitt in Richtung des Auf- oder Abtriebs sein. Die Breiten der Sägezähne, die den längeren Abschnitten in der Haupterstreckungsrichtung der Hinterkante entsprechen, sind möglichst so abzustimmen, dass eine Änderung der Zirkulationsverteilung zwischen den einzelnen Sägezähnen über die Spannweite, d. h. die Haupterstreckung der Hinterkante, möglichst konstant ist. Dies entspricht der Forderung, dass an allen Sägezähnen etwa gleich starke Wirbel entstehen, die jeweils eine entgegen gesetzte Drehrichtung zu einem Wirbel an dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils aufweisen. Zusätzlich entstehen zwischen an allen Sägezähnen Wirbel mit derselben Drehrichtung wie der Wirbel an dem freien Ende des aerodynamischen Bauteils, die jeweils etwas stärker als die Wirbel mit der entgegen gesetzten Drehrichtung sind.For each sawtooth, the longer section in the main trailing edge direction of the trailing edge may be 1,4- (= square root of 2) up to 20 times longer than the shorter section in the direction of up or down. The widths of the saw teeth, which correspond to the longer sections in the main extension direction of the trailing edge, are as possible to agree that a change in the circulation distribution between the individual saw teeth over the span, that is, the main extension of the trailing edge, as constant as possible. This corresponds to the requirement that approximately equal swirls occur at all saw teeth, each having an opposite direction of rotation to a vortex at the free end of the aerodynamic component. In addition arise between at all saw teeth vortex with the same direction of rotation as the vortex at the free end of the aerodynamic component, each slightly stronger than the vortex with the opposite direction of rotation.

Die Höhe der Sägezähne, die den kürzeren Abschnitten in Richtung des Auf- oder Abtriebs entspricht, ist in Abhängigkeit von den Dicken der Grenzschichten der Strömungen an der Hinterkante des aerodynamischen Bauteils zu wählen. Die Höhe jedes Sägezahns sollte von etwa der derselben Größenordnung wie die Summe der Dicken der Grenzschichten auf jeder Seite des aerodynamischen Bauteils sein, also etwa 100 bis 300 % der Dicke einer der Grenzschicht der Strömungen in diesem Bereich der Hinterkante betragen, um energiereiche Teile der Strömungen auf beiden Seiten des Bauteils umzuordnen. Die Betrachtung eines Tragflügels eines modernen Verkehrsflugzeugs, bei dem die Tragflügel unter einem effektiven Winkel von 10,5° angestellt sind, ergibt bei Berücksichtigung des 99 % Kriteriums eine Dicke der Grenzschicht an der Hinterkante des Tragflügels von ungefähr 1 dm. Entsprechend sollte die Höhe der Sägezähne ca. 2 dm betragen. Die günstigen tatsächlichen Höhen der Sägezähne hängen von den Bedingungen des Einzelfalls ab. Sie werden jedoch typischerweise in einem Bereich von 50 bis 300 mm liegen.The height of Saw teeth, the the shorter sections in the direction of the up or down drive is dependent from the thicknesses of the boundary layers of the currents at the trailing edge of the aerodynamic component to choose. The height of each sawtooth should be of about the same order of magnitude like the sum of the thicknesses of the boundary layers on each side of the be aerodynamic component, so about 100 to 300% of the thickness one of the boundary layer of the currents in this area of the trailing edge amount to energy-rich parts the currents to rearrange on both sides of the component. The consideration of a wing of a modern airliner with the wings under an effective angle of 10.5 °, results when considering of the 99% criterion a thickness of the boundary layer at the trailing edge of the wing of about 1 dm. Accordingly, the height should be the saw teeth approx. 2 dm amount. The cheap actual Heights of Saw teeth hang from the conditions of the individual case. They will, however, typically in a range of 50 to 300 mm.

Es versteht sich, dass nicht allein die Hinterkante des aerodynamischen Bauteils einen sägezahnförmigen Verlauf aufweist, sondern dass das aerodynamische Bauteil von der Hinterkante ausgehend über einen wesentlichen Teil seiner Profiltiefe eine sägezahnförmige Profilierung aufweisen wird. Konkret wird sich die Profilierung des aerodynamischen Bauteils typischerweise über mindestens 20 % der Profiltiefe des Bauteils entgegen der Richtung der Anströmung von der Hinterkante aus erstrecken. Die Profilierung kann sich aber auch über bis zu 65 % der Profiltiefe erstrecken. Sie reicht jedoch typischerweise nicht bis in den Bereich der größten Profildicke des aerodynamischen Bauteils.It It is understood that not only the trailing edge of the aerodynamic Component sawtooth course but that the aerodynamic component of the trailing edge starting over a significant part of his tread depth sawtooth profiling will exhibit. Specifically, the profiling of the aerodynamic Component typically over at least 20% of the profile depth of the component against the direction the flow extend from the trailing edge. The profiling can be but also over extend up to 65% of the tread depth. However, it is typically enough not up to the area of the largest profile thickness of the aerodynamic component.

Die Profilkanten der Profilierung des aerodynamischen Bauteils sollten den Querbewegungen der Strömungen in den Grenzschichten an den Oberflächen des aerodynamischen Bauteils folgen, um möglichst keine unerwünschten zusätzlichen Wirbel zu erzeugen. Hierzu können die Profilkanten der Profilierung auf der in Richtung des Auf- oder Abtriebs zeigenden Seite des aerodynamischen Bauteils in Richtung der Anströmung betrachtet von einem freien Ende des aerodynamischen Bauteils weg gekrümmt sein, während die Profilkanten der Profilierung auf der entgegen der Richtung des Auf- oder Abtriebs zeigenden Seite des aerodynamischen Bauteils in Richtung der Anströmung betrachtet zu dem freien Endes des aerodynamischen Bauteils hin gekrümmt sind. Im Falle eines Tragflügels eines Flugzeugs sind die Profilkanten also an der Oberseite in der Richtung der Anströmung betrachtet nach innen, d. h. von der Flügelspitze weg gekrümmt, während die Profilkanten an der Unterseite nach außen gekrümmt sind.The Profile edges of the profiling of the aerodynamic component should the transverse movements of the currents in the boundary layers on the surfaces of the aerodynamic component follow as possible no unwanted additional Create vortex. You can do this the profile edges of the profiling on the in the direction of up or Output side of the aerodynamic component in the direction the flow considered away from a free end of the aerodynamic component bent be while the profile edges of the profiling on the contrary to the direction of the up- or down-facing side of the aerodynamic component in the direction of the flow looks towards the free end of the aerodynamic component bent are. In the case of a wing of an aircraft are the tread edges so at the top in the Direction of the flow looks inward, d. H. curved away from the wing tip while the Profile edges are curved at the bottom to the outside.

Eine vom Normalfall abweichende Änderung der Zirkulationverteilung, die beispielsweise bei einer Auftrieb erzeugenden Landeklappe auftreten kann und die zu einer anderen Krümmung der Strömungslinien führt (s. o.), ist bei der Krümmung der Profilkanten zu berücksichtigen.A from the normal case deviating change of Circulation distribution, for example, in a lift-generating Flap can occur and cause a different curvature streamlines leads (s. o.), is at the bend the profile edges to be considered.

Bei einem Flugzeug können insbesondere die Tragflügel die sägezahnförmige Hinterkante gemäß der vorliegenden Erfindung aufweisen. Ebenso können aber auch Höhenleitwerke mit einer derartigen sägezahnförmigen Hinterkante versehen werden. Wenn diese Höhenleitwerke im Wesentlichen einen Abtrieb erzeugen, sollte deren Hinterkanten einen umgekehrten Steigungsverlauf wie die Hinterkanten der Tragflügel aufweisen.at an airplane can especially the wings the sawtooth-shaped trailing edge according to the present Invention have. Likewise but also tail planes with such a sawtooth-shaped trailing edge be provided. If these tails in the Essentially produce a downforce, the rear edges should be one have reverse slope course as the trailing edges of the wings.

Vorteilhaft kann es sein, wenn das aerodynamische Bauteil die sägezahnförmige Hinterkante nur in bestimmten Betriebssituationen aufweist. Zum Beispiel kann die Hinterkante des Tragflügels eines Flugzeugs nur dann sägezahnförmig gemacht werden, wenn es startet oder landet, wobei die ihm nachlaufenden Wirbelschleppen von besonderem Interesse sind. Eine temporär sägezahnförmige Hinterkante kann durch Aktuatoren, die das aerodynamische Bauteil verformen, oder durch aus der an sich ungezahnten Hinterkante des Bauteils ausfahrbare Elemente, wie beispielsweise eine Landeklappe eines Tragflügels, die die sägezahnförmige Hinterkante aufweisen, bereitgestellt werden.Advantageous It may be when the aerodynamic component of the sawtooth trailing edge only in certain operating situations. For example, can the trailing edge of the wing of an aircraft is only sawtooth shaped be when it starts or lands, with the trailing him Wake-ups are of particular interest. A temporary sawtooth trailing edge can by actuators that deform the aerodynamic component, or by extendable from the non-toothed trailing edge of the component Elements, such as a landing flap of an airfoil, the have the sawtooth-shaped trailing edge, to be provided.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den abhängigen Patentansprüchen und der gesamten Beschreibung. Weitere Merkmale sind den Zeichnungen – insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung – zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche abweichend von den gewählten Rückbeziehungen ist ebenfalls möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungsfiguren dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden.Advantageous developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the entire description. Further features are the drawings - in particular the illustrated geometries and the relative dimensions of several components to each other and their relative arrangement and operative connection - refer. The combination of features of different embodiments of the invention or features of different claims differing from the chosen relationships is also possible and is hereby stimulated. This also applies to such features, in separate drawing figures are shown or mentioned in their description. These features can also be combined with features of different claims.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGURENSUMMARY THE FIGURES

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels weiter erläutert und beschrieben.in the The invention is based on a preferred embodiment further explained and described.

1 zeigt einen Abschnitt einer Flügelhinterkante eines Tragflügels eines Verkehrsflugzeugs; und 1 shows a portion of a wing trailing edge of a wing of a commercial aircraft; and

2 zeigt eine Ansicht des Tragflügels gemäß 1 von oben. 2 shows a view of the wing according to 1 from above.

FIGURENBESCHREIBUNGDESCRIPTION OF THE FIGURES

Der in den 1 und 2 teilweise wiedergegebene Tragflügel 1 eines Verkehrsflugzeugs 2, von dem ansonsten nur die Kontur seines Rumpfs 3 angedeutet ist, ist stark vereinfacht dargestellt und dient hier als Beispiel für ein aerodynamisches Bauteil 4 zur Erzeugung eines nach oben gerichteten Auftriebs 5. Die Größe des Auftriebs 5, der sich über die gesamte Erstreckung des Tragflügels 1 von dem Rumpf 3 weg verteilt, ist proportional zu einer Zirkulation um den Tragflügel 1 in der Zeichenebene von 1. D. h. es entstehen zwangsläufig Wirbel 6, 7 und 19, aus denen sich hinter dem Verkehrsflugzeug 2 eine Wirbelschleppe ausbildet. Die vorliegende Erfindung betrifft eine Maßnahme, das Wirbelsystem der Wirbelschleppe hinter dem Verkehrsflugzeug 2 möglichst instabil zu halten, um die in dem Wirbelsystem vorhandene Energie über eine möglichst kurze Entfernung hinter dem Verkehrsflugzeug zu dissipieren.The in the 1 and 2 partially reproduced wings 1 a commercial aircraft 2 , otherwise only the contour of his trunk 3 is indicated, is shown greatly simplified and serves as an example of an aerodynamic component 4 for generating an upward buoyancy 5 , The size of the buoyancy 5 extending over the entire span of the wing 1 from the hull 3 Distributed away, is proportional to a circulation around the wing 1 in the drawing plane of 1 , Ie. it inevitably creates vortex 6 . 7 and 19 that make up behind the airliner 2 forms a wake. The present invention relates to a measure, the turbulence system of the wake behind the airliner 2 to keep as unstable as possible in order to dissipate the energy present in the vortex system over the shortest possible distance behind the airliner.

Der in 1 rechts außen eingezeichnete Wirbel 6 soll den Flügelspitzenwirbel repräsentieren, der sich an der hier nicht dargestellten Flügelspitze des Tragflügels 1 ausbildet und in 1 eine Drehrichtung entgegen dem Uhrzeigersinn aufweist. Er beruht auf einer Querbewegungen von Strömungen von Grenzschichten an dem Tragflügels 1, die an der Unterseite 8 des Tragflügels 1 von dem Rumpf 3 weg und an der Oberseite 9 des Tragflügels 1 zu dem Rumpf 3 hin verlaufen. Der Wirbel 7 hingegen steht für einen Wirbel, der bei dem Tragflügel 1 an jedem Sägezahn 10 eines sägezahnförmigen Verlaufs einer Hinterkante 11 des Tragflügels 1 erzeugt wird. Im Bereich jedes Sägezahns 10 fällt die Hinterkante 11 in ihrer Haupterstreckungsrichtung von dem Rumpf 3 weg betrachtet in einem Abschnitt 12 steil ab. Im Bereich des Abschnitts 12 ist die Hinterkante 11 sogar hinterschnitten, d. h. sie läuft etwas zu dem Rumpf 3 zurück. Beiderseits an den Abschnitt 12 grenzen längere Abschnitte 13 der Hinterkante 11 an, in denen sie flach ansteigt, um den Abfall im Bereich der Abschnitte 12 wieder auszugleichen. Das Verhältnis der Höhen der Sägezähne 10, die den Abschnitten 12 entsprechen, zu ihren Breiten, die den Abschnitten 13 entsprechen, beträgt hierbei ungefähr 1:6. Die Höhe der Sägezähne 10 ist dabei so abgestimmt, dass ein energiereicher Teil der Strömung um den Tragflügel 1 an der Unterseite 8 im Bereich hinter jedem Abschnitt 12 der Hinterkante 11 über einen energiereichen Teil der Strömung an der Oberseite 9 des Tragflügels 1 geführt wird. Dies ist bei den in 1 rechts und links dargestellten Sägezähnen 10 durch Pfeile 14 und 15 angedeutet. Die Querrichtung der Pfeile 14 und 15 beruht auf den Querkomponenten der Strömungen um den Tragflügel 1, die bereits zuvor angesprochen wurde und auch Ursache für den Wirbel 6 an der Flügelspitze des Tragflügels 1 ist. In dem Bereich jedes Abschnitts 12 der Hinterkante 11 führen die Querkomponenten der Strömungen um den Tragflügel 1 gemäß den Pfeilen 14 und 15 wegen der Umordnung der Strömungen parallel zu der Richtung des Auftriebs 15 dazu, das die Wirbel 7 eine entgegen gesetzte Drehrichtung zu dem Wirbel 6 aufweisen. In den Bereichen der Abschnitte 13 der Hinterkante 11 resultieren die Querkomponenten der Strömungen hingegen in Wirbel 19 mit derselben Drehrichtung wie der Wirbel 6.The in 1 right vortex drawn vortex 6 should represent the wing tip vertebra, located at the wing tip of the wing, not shown here 1 trains and in 1 has a direction of rotation counterclockwise. It is based on a transverse movement of flows of boundary layers on the wing 1 at the bottom 8th of the wing 1 from the hull 3 away and at the top 9 of the wing 1 to the hull 3 run out. The vortex 7 however, stands for a vortex, which is at the wing 1 on every saw tooth 10 a sawtooth course of a trailing edge 11 of the wing 1 is produced. In the area of each sawtooth 10 falls the trailing edge 11 in its main extension direction from the hull 3 looked away in a section 12 steep. In the area of the section 12 is the trailing edge 11 even undercut, ie it runs slightly to the hull 3 back. On both sides of the section 12 border longer sections 13 the trailing edge 11 in which it rises flat to the waste in the area of the sections 12 compensate again. The ratio of the heights of the saw teeth 10 that the sections 12 match, at their latitudes, the sections 13 is approximately 1: 6. The height of the saw teeth 10 is tuned so that an energetic part of the flow around the wing 1 on the bottom 8th in the area behind each section 12 the trailing edge 11 over a high-energy part of the flow at the top 9 of the wing 1 to be led. This is at the in 1 right and left saw teeth 10 through arrows 14 and 15 indicated. The transverse direction of the arrows 14 and 15 is based on the transverse components of the currents around the wing 1 that was previously mentioned and also cause the vortex 6 at the wing tip of the wing 1 is. In the area of each section 12 the trailing edge 11 lead the transverse components of the currents around the wing 1 according to the arrows 14 and 15 because of the rearrangement of the flows parallel to the direction of buoyancy 15 to that the vortex 7 an opposite direction of rotation to the vortex 6 exhibit. In the areas of the sections 13 the trailing edge 11 however, the transverse components of the flows result in vortices 19 with the same direction of rotation as the vortex 6 ,

2, die den gesamten Tragflügel 1 bis zu seiner Flügelspitze 16 in einer Ansicht von oben zeigt, illustriert, dass nicht nur die Hinterkante 11 den sägezahnförmigen Verlauf aufweist, sondern dass von der Hinterkante 11 ausgehend auch die Oberseite 9 des Tragflügels 1 und entsprechend seine hier nicht sichtbare Unterseite 8 sägezahnförmig profiliert sind. Die Profilierung reicht von der Hinterkante 11 entgegen der Richtung der Anströmung 17 des Tragflügels 1 über ungefähr 50 % seiner Profiltiefe. Profilkanten 18 der Profilierung der Oberseite 9 des Tragflügels 1 weisen in Richtung der Anströmung 17 betrachtet einen zum Rumpf 3 hin gekrümmten Verlauf auf. Hiermit nehmen sie die Querkomponente der Strömung in der Grenzschicht an der Oberseite 9 des Tragflügels 1 auf, die mit dem Pfeil 15 hervorgehoben ist. Die Profilkanten der entsprechenden Profilierung des Tragflügels 1 an seiner Unterseite sind demgegenüber zu der Flügelspitze 16 hin gekrümmt, um der dort zu der Flügelspitze 16 weisende Querkomponente in der Grenzschicht zu folgen, die mit dem Pfeil 14 angedeutet ist. 2 covering the entire wing 1 up to its wing tip 16 in a view from above, illustrating that not only the trailing edge 11 having the sawtooth shape, but that of the trailing edge 11 starting also the top 9 of the wing 1 and accordingly its underside not visible here 8th are sawtooth profiled. The profiling extends from the trailing edge 11 against the direction of the flow 17 of the wing 1 over about 50% of its tread depth. profile edges 18 the profiling of the top 9 of the wing 1 point in the direction of the flow 17 looks at you to the hull 3 curved course on. Hereby they take the transverse component of the flow in the boundary layer at the top 9 of the wing 1 on that with the arrow 15 is highlighted. The profile edges of the corresponding profiling of the wing 1 on its underside, in contrast to the wing tip 16 Curved to the there to the wingtip 16 pointing transverse component in the boundary layer to follow, with the arrow 14 is indicated.

Die Umordnung der Scherflächen im Bereich der Abschnitte 12 der Sägezähne 10 der Hinterkante 11 des Tragflügels 1 führt dazu, dass sich die an der Hinterkante 11 abschwimmenden Grenzschichten zwar gemeinsam mit dem grundsätzlich unvermeidbaren Wirbel 6 an der Flügelspitze 16 des Tragflügels zu einem Hauptwirbel mit hoher Energiedichte aufrollen, aus dem die Energie aufgrund der unterschiedlichen Drehrichtungen der aufgerollten Wirbel 7 und 19 zumindest in den Außenbereichen schneller dissipiert wird. Die Ausbildung gegenläufiger Wirbel 7 aufgrund der Umordnung der Scherflächen verhindert die Ausbildung eines konzentrierten ausschließlich gleichdrehenden Hauptwirbels. Beim Zusammenlaufen der Wirbel 6, 7 und 19 hinter dem Verkehrsflugzeug 2 weist das resultierende Wirbelsystem einen Außenbereich aus den zueinander gegenläufigen Wirbeln 7 und 19 auf und ist daher bereits von vorn herein weniger stabil, so dass die in ihm vorliegende Energie schneller dissipiert wird.The rearrangement of the shear surfaces in the area of the sections 12 the saw teeth 10 the trailing edge 11 of the wing 1 causes the ones at the trailing edge 11 floating boundary layers, though together with the inevitable vortex 6 at the wingtip 16 the wing to a main vortex with high energy density aufrol len, from which the energy due to the different directions of rotation of the rolled up vortex 7 and 19 is dissipated faster, at least in the outdoor areas. The formation of opposing vortices 7 due to the rearrangement of the shear surfaces prevents the formation of a concentrated exclusively uniformly rotating main vortex. At the convergence of the vortex 6 . 7 and 19 behind the airliner 2 the resulting vortex system has an outer area of the mutually opposing vertebrae 7 and 19 is therefore already less stable from the outset, so that the energy present in it is dissipated faster.

11: TragflügelHydrofoil
22: Verkehrsflugzeugairliner
33: Rumpfhull
44: Bauteilcomponent
55: Auftriebboost
66: Wirbelwhirl
77: Wirbelwhirl
88th: Unterseitebottom
99: Oberseitetop
1010: Sägezahnsawtooth
1111: Hinterkantetrailing edge
1212: Abschnittsection
1313: Abschnittsection
1414: Pfeilarrow
1515: Pfeilarrow
1616: Flügelspitzepinion
1717: Anströmunginflow
1818: Profilkanteprofile edge
1919: Wirbelwhirl

Claims

Aerodynamic component, in particular hydrofoil of an aircraft, which generates an up or down drive on the flow and which ends downstream with a trailing edge, characterized in that the trailing edge ( 11 ) of the component ( 4 ) against the direction of the flow ( 17 considered considered a sawtooth shape.

Aerodynamic component according to claim 1, characterized in that the sawtooth profile of the trailing edge of a plurality of saw teeth ( 10 ).

Aerodynamic component according to claim 1 or 2, characterized in that each saw tooth ( 10 ) of the sawtooth course of the trailing edge ( 11 ) a shorter one, mostly parallel to the direction of buoyancy ( 5 ) or downdraft section (FIG. 12 ) and a subsequent longer predominantly parallel to a main extension direction of the trailing edge ( 11 ) extending section ( 13 ) having.

Aerodynamic component according to claim 3, characterized in that at each saw tooth ( 10 ) in the main extension direction of the trailing edge ( 11 ) to a free end of the aerodynamic component ( 4 ), the shorter section ( 12 ) predominantly against the direction of buoyancy ( 5 ) or downforce and the longer section ( 13 ) a flat slope in the direction of buoyancy ( 5 ) or downforce.

Aerodynamic component according to claim 4, characterized in that at each saw tooth ( 10 ) of the sawtooth course in the main extension direction of the trailing edge ( 11 ) to the free end of the aerodynamic component ( 4 ), the shorter section ( 12 ) an inclination away from the free end of the aerodynamic component ( 4 ) having.

Aerodynamic component according to claim 3, 4 or 5, characterized in that at each saw tooth ( 10 ) the longer section ( 13 ) in the main extension direction of the trailing edge ( 11 ) 1.4 to 20 times longer than the shorter section ( 12 ) in the direction of buoyancy ( 5 ) or downforce is.

Aerodynamic component according to one of claims 3 to 6, characterized in that each shorter section ( 12 ) in the direction of buoyancy ( 5 ) or downforce has an extension which is 100 to 300% of the thickness of the boundary layer of the flow ( 17 ) in this region of the trailing edge ( 11 ) is.

Aerodynamic component according to one of claims 1 to 7, characterized in that of the sawtooth-shaped trailing edge ( 11 ) a profiling of the aerodynamic component ( 4 ) up to between 20% and 65% of a tread depth of the component ( 4 ) against the direction of the flow ( 17 ).

Aerodynamic component according to claim 8, characterized in that profile edges ( 18 ) of the profiling on the in the direction of the buoyancy ( 5 ) or output side of the aerodynamic component ( 4 ) in the direction of the flow ( 17 ) viewed from a free end of the aerodynamic component ( 4 ) are curved away while profile edges ( 18 ) profiling on the contrary to the direction of buoyancy ( 5 ) or output side of the aerodynamic component ( 4 ) in the direction of the flow ( 17 ) to the free end of the aerodynamic component ( 4 ) are curved out.

Aerodynamic component according to one of claims 1 to 9, characterized in that on each sawtooth ( 10 ) an equally strong vortex ( 7 ) at the trailing edge ( 11 ) of the aerodynamic component ( 4 ), which turns an opposite direction of rotation into a vortex ( 6 ), at a free end of the aerodynamic component ( 4 ) arises.

Aircraft with at least one aerodynamic component ( 4 ) according to one of claims 1 to 10.