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Die Erfindung betrifft einen Tragflügel insbesondere eines Flugzeugs mit einem Strömungszaun und ein Flugzeug mit solchen Tragflügeln.
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Aus der
US 4 354 648 ist ein Flügel mit einer auf dessen Oberseite angebrachten Vorrichtung zur Beeinflussung der Umströmung des Flügels in Form einer Mehrzahl von nebeneinander angeordneten Balken bekannt. Die Balken sind derart auf der Oberfläche des Flügels angeordnet, dass deren Längsrichtung quer zur Strömungsrichtung verläuft und sind dazu vorgesehen, multidirektionale Turbulenzen zu erzeugen, um eine Strömungsablösung in der Längsrichtung des Flügelprofils nach hinten zu verlegen.
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Die
US 4 706 910 beschreibt eine auf der Oberseite eines Flügels angebrachte Vorrichtung zur Beeinflussung der Umströmung desselben in Form von Bändern, die sich jeweils in einem Abstand parallel zur Oberfläche und in Spannweitenrichtung des Flügels erstrecken. Dabei sind mehrere Bänder in der genannten Orientierung in der Strömungsrichtung gesehen hintereinander und parallel zueinander angeordnet. Die Bänder haben eine Dicke von 0,035 mm. Die Bänder werden mittels Stützarmen, die von der Flügeloberfläche wegragen in einer Höhe von 50 bis 80% und quantitativ 0,75 bis 1,50 cm über der Flügeloberfläche gehalten.
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Die
US 5 772 155 offenbart die Anordnung von deltaförmigen Platten auf der Oberseite eines Flügels zur Zuführung kinetischer Strömungsenergie in Gebiete möglicher Strömungsablösung an der Flügeloberseite und zur Erhöhung des Auftriebs des Flügels. Die deltaförmigen Platten sind auf mittels eines Motors schwenkbaren Hebeln oder teleskopartig ausfahrbaren Stäben angeordnet und erstrecken sich parallel zur Oberfläche des Flügels, auf der die deltaförmigen Platten angebracht sind.
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Aufgabe der Erfindung ist, einen Tragflügel insbesondere eines Flugzeugs mit einem Strömungszaun und ein Flugzeug mit solchen Tragflügeln bereitzustellen, mit dem auf aerodynamisch optimale Weise die Ablösung der Strömung auf der Oberseite eines Flügels verhindert werden kann.
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Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
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Durch die erfindungsgemäße Lösung mit einem Strömungszaun oder Fence wird eine in Spannweitenrichtung verlaufende Teilströmung auf der saugseitigen Oberfläche des Tragflügels behindert, die sich aufgrund der Flügelpfeilung und daraus resultierend aufgrund eines in Spannweitenrichtung gerichteten Druckgradienten ausbilden kann. Dieser Druckgradient bildet sich dadurch aus, dass die aufgrund der Anströmung des Flügels auf der Oberseite, also der saugseitigen Oberfläche des Flügels ausgebildeten Strömung an verschiedenen in Spannweitenrichtung voneinander entfernt liegenden Stellen unterschiedlich verzögert ist. Auf diese Weise können sich zeitweise, in bestimmten Flugzustandsbereichen oder Flügelkonfigurationen wie Klappenstellungen Strömungsablösungen am äußeren Rand des Tragflügels auftreten. Diese werden durch die erfindungsgemäße Lösung zumindest weitgehend verhindert.
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Insbesondere besteht das Risiko von solchen Strömungsablösungen in Bereichen in Bezug auf die Flugzeugachse jenseits von Vorderkanten-Auftriebskörpern gelegen sind. Unter „Vorderkanten-Auftriebskörper” wird hierin ein am Hauptflügel des Tragflügels insbesondere gegenüber diesem verstellbar angeordnete flügelartigen Körper verstanden, der den Auftrieb des Tragflügels in vorbestimmter Weise beeinflussen kann. Vorderkanten-Auftriebskörper können insbesondere Slats oder Vorflügel oder Klappen wie Krüger-Klappen sein.
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Nach der Erfindung ist insbesondere ein Tragflügel eines Flugzeugs mit einer bezüglich einer angenommenen Haupt-Anströmrichtung druckseitigen Strömungsfläche und einer saugseitigen Strömungsfläche, und mit einem auf einer Strömungsoberfläche angeordneten Strömungszaun vorgesehen. Der Strömungszaun verläuft entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung und erstreckt sich zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche.
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Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, dass sich der Strömungszaun abschnittsweise von einer ersten Position, die auf der saugseitigen Strömungsfläche in einem Bereich zwischen 0,01% und 10% der Hauptflügel-Flügeltiefe gelegen ist, entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung bis zu einer Flügeltiefen-Position erstreckt, die auf der druckseitigen Strömungsoberfläche in einem Bereich zwischen 0,01% bis 5% der Flügeltiefe an dieser Stelle gelegen ist, um durch Behinderung einer in Hauptflügel-Spannweitenrichtung verlaufenden Strömung bereichsweise eine Strömungsablösung zu verhindern.
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Alternativ oder zusätzlich kann der Strömungszaun hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung in einem Bereich gelegen sein, der sich zwischen einem Abstand von 75% und 98% der spannweitigen Länge jeweils von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen erstreckt.
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Die Anordnung eines Strömungszauns an einem Tragflügel nach der Erfindung ist vorteilhaft, wenn der Tragflügel eine Pfeilung von mindestens 20 Grad hat.
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Erfindungsgemäß kann bei den erfindungsgemäßen Ausführungsformen der Erfindung der Strömungszaun derart ausgestaltet sein, dass die Längsrichtung des Strömungszauns in einer Richtung verläuft, bei der der Strömungszaum bei einer Anströmung des Tragflügels unter Reiseflugbedingungen einen minimalen Widerstand erzeugt.
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Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Tragflügel eines Flugzeugs mit einer bezüglich einer angenommenen Haupt-Anströmrichtung druckseitigen Strömungsfläche und einer saugseitigen Strömungsfläche, mit zumindest einem Vorderkanten-Auftriebskörper und mit einem auf einer Strömungsoberfläche angeordneten Strömungszaun vorgesehen, wobei sich der Strömungszaun in Hauptflügel-Tiefenrichtung und zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche erstreckt.
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Dabei kann der Strömungszaun hinsichtlich der Hauptflügel-Spannweitenrichtung in einem Bereich gelegen sein, der sich zwischen dem äußeren Ende des Vorderkanten-Auftriebskörpers und 98% der spannweitigen Länge von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen erstreckt.
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Der Tragflügel kann generell insbesondere ein Winglet aufweisen und die Position des Strömungszauns kann hinsichtlich der Hauptflügel-Spannweitenrichtung in einem Bereich gelegen sein, der sich zwischen einem Abstand von 75% der spannweitigen Länge von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen bis zum Ende des Bereichs erstreckt, der quer zu Spannweitenrichtung gesehen planar ausgebildet ist, oder bis zu 98% der spannweitigen Länge jeweils von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen erstreckt.
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Bei einem Tragflügel mit einem Winglet kann die Position des Strömungszauns hinsichtlich der Hauptflügel-Spannweitenrichtung in Spannweitenrichtung gesehen in einem Bereich gelegen sein, der sich zwischen dem äußeren Ende des Vorderkanten-Auftriebskörpers und dem Ende des Bereichs erstreckt, der in Hauptflügel-Spannweitenrichtung gesehen planar ausgebildet ist
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Insbesondere kann der Strömungszaun sich abschnittsweise von einer ersten Position, die auf der saugseitigen Strömungsfläche in einem Bereich zwischen 0,01% und 20% der Hauptflügel-Flügeltiefe gelegen ist, entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung bis zu einer Flügeltiefen-Position erstrecken, die auf der druckseitigen Strömungsoberfläche in einem Bereich zwischen 0,01% bis 15% der Flügeltiefe an dieser Stelle gelegen ist, um durch Behinderung einer in Spannweitenrichtung verlaufenden Strömung bereichsweise eine Strömungsablösung zu verhindern.
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Insbesondere ist nach der Erfindung ein Tragflügel vorgesehen, an dem genau ein Strömungszaun angeordnet ist.
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Der erfindungsgemäße Tragflügel kann bei einer der erfindungsgemäßen Ausführungsformen insbesondere derart ausgeführt sein, dass der Strömungszaun bei der Anbringung des Tragflügels an einen Flugzeugrumpf einen Pfeilungswinkel von mehr als 20 Grad hat und insbesondere zwischen 30 Grad und 40 Grad gelegen ist.
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Die Abmessungen des erfindungsgemäßen Strömungszauns hängen von dem jeweiligen Anwendungsfall ab. Mit dem Strömungszaun werden negative Effekte aufgrund des in Spannweitenrichtung orientierten Druckgradienten minimiert. Die obere Grenze der Dimensionierung des Strömungszauns ist insbesondere begrenzt durch dem Widerstand, den der Strömungszaun im gegebenen Anwendungsfall verursacht.
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Generell ist die Höhe des Strömungszauns derart vorgesehen, dass diese senkrecht zur jeweiligen Stelle der saugseitigen Oberfläche zwischen 8 mm und 30 mm beträgt.
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Weiterhin kann die Dicke des Strömungszauns generell zwischen 1 mm und 5 mm betragen.
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Der erfindungsgemäße Tragflügel kann insbesondere eine spannweitige Länge zwischen 25 m und 40 m haben. Insbesondere bei einer derartigen Ausführung des erfindungsgemäßen Tragflügels kann vorgesehen sein, dass in speziellen Anwendungsfällen die Höhe des Strömungszauns senkrecht zur jeweiligen Stelle der saugseitigen Oberfläche zwischen 10 mm und 25 mm und insbesondere ganz speziell zwischen 10 mm und 15 mm beträgt.
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Die Dimensionierung der Abmessungen des Strömungszauns und insbesondere der Höhe desselben kann auch je nach dem gegebenen Anwendungsfall, für den es die Gestalt des Strömungszauns zu optimieren gilt, variabel über die Flügeltiefenrichtung vorgesehen sein.
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Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug mit jeweils einer bezüglich einer angenommenen Haupt-Anströmrichtung druckseitigen Strömungsfläche und einer saugseitigen Strömungsfläche vorgesehen, wobei sich der Strömungszaun in Hauptflügel-Tiefenrichtung und zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche erstreckt. Dabei kann sich der Strömungszaun insbesondere in Hauptflügel-Tiefenrichtung und zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche erstrecken.
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Weiterhin kann dabei nach der Erfindung insbesondere vorgesehen sein, dass auf der saugseitigen Strömungsfläche ein sich entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung erstreckender Strömungszaun angeordnet ist, der hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung in einem Bereich gelegen ist, der sich zwischen einem Abstand von 75% und 98% der spannweitigen Länge des jeweiligen Tragflügel von dessen Flugzeug-Längsachse aus gesehen erstreckt.
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Der Tragflügel kann bei der Anbringung an einen Flugzeugrumpf einen Pfeilungswinkel von mehr als 20 Grad und insbesondere zwischen 30 Grad und 40 Grad haben.
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Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
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1 eine schematische perspektivische Darstellung eines Flugzeugs, an dem die erfindungsgemäße Strömungszaun angeordnet sein kann,
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2 eine schematische Draufsicht-Darstellung eines Flugzeugs mit Tragflügeln, auf denen jeweils ein Strömungszaun nach der Erfindung angeordnet ist,
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3 eine schematische Ansicht eines äußeren Bereichs eines entgegen der Flugzeug-Längsachse gesehen rechten Tragflügels nach der Erfindung mit einem Flügel-Endstück und einem Strömungszaun,
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4 eine perspektivische Darstellung Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Tragflügels mit einem Flügel-Endstück und einem Strömungszaun nach der Erfindung.
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Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines Flugzeugs F mit zwei Tragflügeln 10a, 10b, an denen jeweils ein erfindungsgemäßer Strömungszaun 100 angeordnet sein kann. In der 1 ist ein auf das Flugzeug F bezogenes Flugzeug-Koordinatensystem KS-F mit einer Flugzeug-Längsachse X, einer Flugzeug-Querachse Y und einer Flugzeug-Hochachse Z eingetragen. Die Tragflügel 10a, 10b weisen jeweils zumindest ein Querruder 11a bzw. 11b auf. Optional können die Tragflügel 10a, 10b jeweils eine Mehrzahl von Spoilern 12a bzw. 12b, Vorflügel 13a, 13b und/oder Hinterkantenklappen 14a, 14b aufweisen. In der 1 sind nur einige der Spoiler 12a bzw. 12b, Vorflügel 13a, 13b und/oder Hinterkantenklappen 14a, 14b mit einem Bezugszeichen versehen. Weiterhin weist das Flugzeug F ein Seitenleitwerk 20 mit zumindest einem Seitenruder 21 auf. Optional kann das Flugzeug F auch ein Höhenleitwerk 24 mit jeweils zumindest einem Höhenruder 25 aufweisen. Das Höhenleitwerk 24 kann auch als T-Leitwerk oder Kreuz-Leitwerk ausgebildet sein.
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Das erfindungsgemäße Flugzeug F kann auch eine andere Form als das in der 1 dargestellte Flugzeug F haben. Beispielsweise kann es sich bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug auch um einen Hochdecker oder einen Nurflügler handeln. Auch kann das Flugzeug ein Flugzeug sein, das statt eines Höhenleitwerks oder zusätzlich Canards aufweist.
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Die 2 ist eine schematische Draufsicht-Darstellung eines Flugzeugs mit Tragflügeln, auf denen jeweils ein Strömungszaun 100 nach der Erfindung angeordnet ist.
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Die 3 und 4 zeigen eine Ausführungsform eines erfindungsgemäßen in der Flugzeug-Längsrichtung gesehen rechten Tragflügels mit einem Flügelendstück W. In den Figuren ist das rechte Flügelendstück mit dem Bezugszeichen W1 und das linke Flügelendstück mit dem Bezugszeichen W2 bezeichnet. In der 3 sind zur Orientierung das Flugzeug-Koordinatensystem KS-F sowie das Koordinatensystem KS-H des Hauptflügels H des Tragflügels T, an dem das Flügelendstück W angeordnet ist, eingetragen.
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Das Koordinatensystem KS-H des Tragflügels T ist ein lokales Koordinatensystem mit einer Spannweitenrichtung S-H, einer Flügeltiefenrichtung T-H und einer Flügeldickenrichtung D-H. Das lokale Koordinatensystem KS-H für den Hauptflügel H ist nach einer erfindungsgemäßen Definition derart orientiert, dass die lokale Tragflügel-Tiefenrichtung T-H parallel zur Längsachse X des Flugzeug-Koordinatensystems KS-F verläuft. Die Orientierung der Achsen und des Ursprungs des lokalen Koordinatensystems KS-H des Hauptflügels H kann insbesondere weiterhin aufgrund der sich in jedem Punkt des Hauptflügels H jeweils ergebenden kleinsten Querschnittsfläche des Hauptflügels H definiert sein, wobei der Ursprung des lokalen Koordinatensystems KS-H der sich für die jeweilige Querschnittsfläche ergebende und in dieser gelegene Flächenschwerpunkt ist und die lokale Hauptflügel-Dickenrichtung D-H sowie die lokale Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H in der jeweils kleinsten Querschnittsfläche gelegen sind.
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Nach einer alternativen erfindungsgemäßen Definition ist das lokale Koordinatensystem KS-H für den Hauptflügel H1, H2 derart orientiert, dass die Flügeltiefenrichtung T-H des Koordinatensystems KS-H des Hauptflügels H in der X-Richtung oder Längsrichtung des Flugzeug-Koordinatensystems KS-F und dass die Flügeldickenrichtung D-H des Koordinatensystems KS-H des Hauptflügels H in der Z-Richtung des Flugzeug-Koordinatensystems KS-F oder der Richtung der Hochachse Z des Flugzeugs F verläuft.
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Der Tragflügel T weist in der Ausführungsform nach den 3 und 4 einen Hauptflügel H und jeweils zwei Vorderkantenauftriebskörper 101, 103 bzw. 102, 104 in Form eines Vorflügels 13a auf. Der Hauptflügel H ist aus einem Basis-Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2, einem Flügel-Endstück oder Winglet W oder W1 bzw. W2 und einem zwischen diesen gelegenen und diese verbindenden Übergangsabschnitt A1 bzw. A2 gebildet. Der Übergangsabschnitt A1 bzw. A2 des Hauptflügels H kann auch als Teil des Flügel-Endstücks W1 bzw. W2 aufgefasst werden. Der Übergangsabschnitt A1 bzw. A2 bildet hinsichtlich des Verlaufs der Außenkontur des Hauptflügels den Übergang von dem Basis-Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2 auf die Krümmung der Außenkontur des Winglets W1 bzw. W2. In einer bevorzugten Ausführungsform ist die Außenkontur der druckseitigen Strömungsfläche 70 und der saugseitigen Strömungsfläche 80 des Basis-Hauptflügels H0-1 bzw. H0-2 planar ausgebildet. Dies bedeutet, dass eine in Spannweitenrichtung S-H verlaufende Konturlinie in diesem Bereich nicht oder nur sehr gering gekrümmt ist. Letzteres bedeutet, dass die die Richtungsänderung der in Spannweitenrichtung S-H verlaufenden Konturlinie weniger wie 5 Grad beträgt.
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In der Darstellung der 4 ist das innere, d. h. das der Flugzeug-Längsachse X näher gelegene Ende des Übergangsabschnitts A mit dem Bezugzeichen A1-1 und das äußere, also das entgegen gesetzt zu dem inneren Ende A1 gelegene äußere Ende mit dem Bezugszeichen A1-2 bezeichnet. Der Übergangsabschnitt A1 bzw. A2 kann auch entfallen. In diesem Fall kann der Basis-Hauptflügel H0 auch als der Hautflügel H bezeichnet werden.
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Das Flügelendstück W oder W1 bzw. W2 weist in Bezug auf die Spannweitenrichtung S-T des Flügels T, an dem das Flügelendstück angeordnet ist, ein inneres Ende E1 zur Ausbildung des Flügelendstück-Anschlusses und ein äußeres, die Flügelspitze ausbildendes Ende E2 auf (diese Bezugszeichen werden sowohl für das Flügelendstück W1 als auch für das Flügelendstück W2 verwendet) und verlängert den Basis-Hauptflügel H0 bzw. den Hautflügel H in dessen Spannweitenrichtung SW-H ausgehend von dem äußersten Ende des an einem Basis-Hauptflügel H0 angebrachten Übergangsabschnitts A bzw. des Hautflügels H, an dem das Flügelendstück W angebracht ist. Die genannten Teilabschnitte, also der Hauptflügel H und gegebenenfalls der Basis-Hauptflügel H0 und/oder das Flügelendstück W und dabei optional der Übergangsabschnitt A weisen jeweils eine gemeinsame Hinterkante 50, eine gemeinsame Vorderkante 60 (4), eine gemeinsame Oberseite 70 und eine gemeinsame Unterseite 80 (3) auf, die jeweils zwischen dem ersten Ende E1 und dem zweiten Ende E2 verlaufen. „Gemeinsam” bedeutet in diesem Zusammenhang, dass jeder der genannten Teilabschnitte jeweils einen Teil der gesamten Hinterkante 50, der gesamten Vorderkante 60, der gesamten Oberseite 70 bzw. der gesamten Unterseite 80 bildet.
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Das Flügelendstück W kann direkt an den Tragflügel T angeschlossen sein. Dabei können aneinander anliegende Flächen des Basis-Hauptflügels H0 und des Übergangsabschnitts A oder des Übergangsabschnitts A und des Flügelendstücks W oder des Basis-Hauptflügels H0 und des Flügelendstücks W eine zwischen diesen jeweils verlaufende Kantenlinie bzw. einen Knick ausbilden.
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Bei den in den 3 und 4 dargestellten Ausführungsbeispielen eines Tragflügels T mit einem erfindungsgemäßen Flügelendstück W ist zwischen dem Tragflügel T und dem Flügelendstück W ein Anschlussbereich oder Übergangsbereich A vorgesehen. Bei diesen Ausführungsbeispielen ist der Übergang zwischen dem Basis-Hauptflügel H0 und dem Übergangsabschnitt A oder dem Übergangsabschnitt A und dem Flügelendstück W oder dem Basis-Hauptflügels H0-1 bzw. H02 und dem Flügelendstücks W und dabei an diesen Stellen die Hinterkante 50 und/oder die Vorderkante 60 und/oder die Oberseite 70 und/oder die Unterseite 80 in diesem Bereich tangentenstetig, d. h. ohne Knick gebildet, d. h. dieser hat einen Verlauf mit einer mathematisch differenzierbaren Kurvenform, bei dem sich, wie oben ausgeführt, die an der Übergangsstelle aus entgegen gesetzt zueinander verlaufenden Richtungen ergebenden Tangenten der Oberflächen des Tragflügels T bzw. des Flügelendstücks W ohne Winkelsprung aufeinander treffen.
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Insbesondere können die genannten Übergänge krümmungsstetig, d. h. zweimal mathematisch differenzierbar, geformt sein.
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Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, dass der Anschlussbereich oder der Übergangsbereich A und/oder der Übergang zwischen dem Tragflügel T und dem Flügelendstück W und insbesondere der Hinterkante 50, der Vorderkante 60, der Oberseite 70 und/oder der Unterseite 80 eine Kantenlinie oder eine Ecke aufweist, so dass diese Stellen nicht Teil eines knickfreien und kurvenförmigen Abschnitts sind, da an diesen Übergangsstellen die jeweiligen Tangenten des Tragflügels T und des Flügelendstücks W mit unterschiedlichen Richtungen und einem Winkelsprung aufeinander treffen, wenn dabei die Tangenten betrachtet werden, die sich aus jeweils entgegengesetzt zueinander verlaufenden Richtungen ergeben.
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Bei einer Ausführungsform der Erfindung kann vorgesehen sein, dass der Tragflügel T keinen Übergangsbereich A aufweist und dabei der Übergang von der Oberfläche des Tragflügels T zu dem Flügelendstück W tangentenstetig (d. h. zumindest einmal differenzierbar) oder krümmungsstetig geformt ist.
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Bei dem erfindungsgemäß vorgesehenen Flügelendstück W, W1 kann insbesondere vorgesehen sein, dass der lokale V-Winkel des Flügelendstücks W, W1, W2 vom inneren Ende E1 bis zum äußeren Ende E2, also in der Längsrichtung L des Flügelendstücks W, kontinuierlich zunimmt oder abnimmt. Bei in der Längsrichtung L des Flügelendstücks W zunehmendem V-Winkel ist das Flügelendstück W, W1, W2 oder dessen zweites Ende E2 nach oben gerichtet, während bei in der Längsrichtung L des Flügelendstücks W abnehmendem V-Winkel das Flügelendstück W, W1, W2 oder dessen zweites Ende E2 nach unten gerichtet ist.
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Dabei ist unter „oben” ausgehend vom Tragflügel T diejenige Richtung zu verstehen, die von der Oberseite T1 des Tragflügels T weg gerichtet ist oder die positive Z-Richtung des Flugzeug-Koordinatensystems KS-F oder die positive Flügeldickenrichtung des Tragflügel-Koordinatensystems KS-T.
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Die Längsrichtung L kann dabei die Verbindungslinie der Flächenschwerpunkte dieser Flächen mit den kleinsten Querschnittsflächen sein, in denen jeweils die lokale Tragflügel-Dickenrichtung FD sowie die lokale Tragflügel-Tiefenrichtung FT gelegen sind.
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Erfindungsgemäß ist eine Anordnung eines Strömungszauns 100 an einem Tragflügel T eines Flugzeugs F vorgesehen. Das Flugzeug F, das in der 2 gezeigt ist, weist an jedem Tragflügel 10a, 10b jeweils zwei Vorderkanten-Auftriebskörper auf, einen inneren Vorderkanten-Auftriebskörper 101 bzw. 102 und einen äußeren Vorderkanten-Auftriebskörper 103 bzw. 104. Das rumpfseitige Ende der Außenschalen der Tragflügel 10a, 10b am Rumpf R ist mit den Bezugszeichen 105 bzw. 106 bezeichnet. Weiterhin ist das entgegen gesetzt zu dem rumpfseitigen Ende gelegene äußere Ende der Außenschalen der Basis-Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2 der Tragflügel 10a bzw. 10b am Rumpf R mit den Bezugszeichen H0-2 bezeichnet.
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Insbesondere aufgrund der Flügelpfeilung ergibt sich bei der Umströmung der Tragflügel 10a, 10b ein in Spannweitenrichtung S-T verlaufender Druckgradient, der eine entsprechende Strömungskomponente der Umströmung der Tragflügel erzeugen kann und der insbesondere in bestimmten Flugzuständen zu Strömungsablösungen an einer saugseitigen Strömungsfläche 80 führen kann. Dies kann insbesondere in Flugzuständen mit größeren Anstellwinkeln auftreten.
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Nach der Erfindung ist ein Strömungszaun 100 vorgesehen, der diesen Effekt verringert und möglichst vermeidet. Dabei ist der Strömungszaun in Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H und erstreckt sich zwischen einer Stelle auf der druckseitigen Strömungsoberfläche 70 und einer Stelle auf der saugseitigen Strömungsoberfläche 80.
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Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Tragflügels erstreckt sich ein erfindungsgemäß auf dem Tragflügel angeordneter Strömungszaun 100 in Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H und zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche 70 und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche 80. Der Strömungszaun 100 ist als durchgehender Strömungszaun 100 gestaltet und erstreckt sich somit in Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H über den Staupunktbereich des Hauptflügels H0-2 hinweg und von dort aus in zueinander entgegen gesetzten Richtungen.
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Bei einer in den 2, 3 und 4 gezeigten Ausführungsform der Erfindung erstreckt sich der Strömungszaun 100 in Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H von einer ersten Position, die auf der saugseitigen Strömungsfläche 80 in einem Bereich zwischen 0,01% und 20% der Flügeltiefe gelegen ist, entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H bis zu einer Flügeltiefen-Position, die auf der druckseitigen Strömungsoberfläche in einem Bereich zwischen 0,01% bis 15% der Flügeltiefe gelegen ist, um durch Behinderung einer in Spannweitenrichtung verlaufenden Strömung im Bereich der Vorderkante des Tragflügels T oder Hauptflügels bereichsweise eine Strömungsablösung zu verhindern und gleichzeitig einen möglichst geringen zu Reibungsverlusten führenden Widerstand zu realisieren.
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In einer Ausführungsform der Erfindung ist der Strömungszaun 100 im äußeren Bereich des Tragflügels angeordnet. Als vorteilhaft hat sich erwiesen, dass der Strömungszaun 100 hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung in einem Bereich gelegen ist, der sich zwischen einem Abstand von 75% und 98% der spannweitigen Länge jeweils von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen erstreckt.
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Die 2, 3 und 4 zeigen Ausführungsformen eines Tragflügels T oder 10a bzw. 10b, der zwei an der Vorderkante angeordnete Vorderkanten-Auftriebskörper aufweist. Nach der Erfindung ist bei einem solchen Tragflügel vorgesehen, dass der Strömungszaun 100 hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung S-T oder der Hauptflügel-Spannweitenrichtung S-H in einem Bereich gelegen ist, der sich zwischen dem äußeren Ende des äußeren Vorderkanten-Auftriebskörpers 103, 104 oder dem äußeren Ende der Anordnung von Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104 und 98% der spannweitigen Länge von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen erstreckt. Bei größeren Anstellwinkeln des Flugzeugs im Flug wird die Strömung an der saugseitigen Strömungsoberfläche 80 des Hauptflügels H0-1 bzw. H0-2, die durch die Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104, da diese den Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2 überdeckt werden, derart geführt, dass die Strömungsablösung auf der saugseitigen Strömungsoberfläche 80 möglichst verhindert wird. In denjenigen Bereichen des Hauptflügels H0-1 bzw. H0-2 jedoch, die nicht durch die Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104 überdeckt werden, kann die Strömung durch diese nicht oder nur gering derart beeinflusst werden, dass eine Strömungsablösung auf der saugseitigen Strömungsoberfläche 80 verhindert wird.
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Daher ist der erfindungsgemäße Strömungszaun 100, insbesondere in der Anordnung an der Vorderkante des Hauptflügels H0-1 bzw. H0-2 zwischen einer Steile der druckseitigen Strömungsoberfläche 70 und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche 80, außerhalb des äußeren Punktes oder der äußeren Ecke der Anordnung von Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104 vorteilhaft, dass der in der Spannweitenrichtung S-H gerichtete Druckgradient beeinflusst wird.
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Die erfindungsgemäße Lösung kann insbesondere auch bei Tragflügeln mit einem Winglet W, W1, W2 eingesetzt werden, wie dies auch in den 2, 3 und 4 gezeigt ist. Dabei ist die Position des Strömungszauns 100 insbesondere in einem Bereich gelegen, der sich zwischen einem Abstand von 75% der spannweitigen Länge von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels aus gesehen bis zum Ende des Bereichs erstreckt, der quer zu Hauptflügel-Spannweitenrichtung S-H gesehen planar ausgebildet ist, oder bis zu 98% der spannweitigen Länge jeweils von dem rumpfseitigen Ende des Tragflügels T aus gesehen erstreckt.
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Generell kann nach der Erfindung der Strömungszaun 100 in Bezug auf die Außenschalen 60, 80 der Tragflügel T entlang der Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H verlaufen, sich zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche 70 und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche 80 erstrecken und dabei insbesondere hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung S-T in einem Bereich gelegen ist, der sich zwischen einem Abstand von 75% und 98% der spannweitigen Länge des jeweiligen Tragflügels von dessen Flugzeug-Längsachse X aus gesehen erstreckt. Dieser Bereich kann auch dann vorteilhaft für die Anordnung eines Strömungszauns sein, wenn an dem Hauptflügel H0-1, H0-2 kein Winglet oder Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104 angeordnet ist. In diesen Fällen kann es auch vorteilhaft sein, den erfindungsgemäßen Strömungszaun 100 insbesondere in einer Ausbildung, in der dieser sich zwischen einer Stelle der druckseitigen Strömungsoberfläche 70 und einer Stelle der saugseitigen Strömungsoberfläche 80 erstreckt, am Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2 vorzusehen.
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Alternativ oder zusätzlich kann, wie dies auch in den 2, 3 und 4 gezeigt ist, die Position des Strömungszauns 100 bei einem Tragflügel ein Winglet W, W1, W2 hinsichtlich der Tragflügel-Spannweitenrichtung S-T in Spannweitenrichtung gesehen in einem Bereich gelegen ist, der sich zwischen dem äußeren Ende des Vorderkanten-Auftriebskörpers 101, 102, 103, 104 und dem Ende des Bereichs erstreckt, der in Spannweitenrichtung gesehen planar ausgebildet ist, da bei einer solchen Tragflügel-Konstellation insbesondere bei einem ausgefahrenen Vorderkanten-Auftriebskörper 101, 102, 103, 104, in diesem Bereich ein in Hauptflügel-Spannweitenrichtung H0-1 bzw. H0-2 verlaufender Druckgradient mit einer entsprechenden Strömungskomponente auftreten kann.
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Die Anordnung des Strömungszauns in einer der hierhin beschriebenen Arten kann insbesondere dann vorteilhaft sein, wenn der Tragflügel T oder der Hauptflügel H0-1 bzw. H0-2 bei der Anbringung an einen Flugzeugrumpf einen Pfeilungswinkel von mehr als 20 Grad hat und insbesondere zwischen 30 Grad und 40 Grad gelegen ist.
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An jedem Tragflügel T kann generell genau ein Strömungszaun 100 oder mehrere Strömungszäune nach der Erfindung angeordnet sein. Die Gestaltung des Strömungszaunes als solchen kann auf verschiedene Weise ausgeführt sein.
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Die Höhe d des Strömungszauns 100 senkrecht zur jeweiligen Stelle der saugseitigen Oberfläche kann zwischen 8 mm und 30 mm betragen. Davon unabhängig kann die Dicke d1, d2 des Strömungszauns 100 zwischen 1 mm und 5 mm betragen. Nach einer Ausführungsform der Erfindung ist der Strömungszaun 100 in seiner Längsrichtung oder Längserstreckung L1 eine konstante Dicke auf. In besonderen Fällen kann der Strömungszaun jedoch eine über seine Längsrichtung L1 oder die Hauptflügel-Tiefenrichtung T-H gesehen veränderliche Dicke aufweisen, so dass in diesem Fall die Dicken d1 und d2 (3) unterschiedlich sind.
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In einem äußeren Abschnitt h1 kann sich die Dicke des Strömungszauns 100 verringern, so dass sich der Strömungszaun 100 in seinem Außenrandbereich konusförmig verjüngt und optional auch einen gerundeten Außenrandbereich hat.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- US 4354648 [0002]
- US 4706910 [0003]
- US 5772155 [0004]
