WO2010006770A2 - Aerodynamische klappe und flügel - Google Patents

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WO2010006770A2
WO2010006770A2 PCT/EP2009/005121 EP2009005121W WO2010006770A2 WO 2010006770 A2 WO2010006770 A2 WO 2010006770A2 EP 2009005121 W EP2009005121 W EP 2009005121W WO 2010006770 A2 WO2010006770 A2 WO 2010006770A2
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wing
extension parts
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axis
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Timo Voss
Klaus Bender
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Airbus Operations Gmbh
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    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the invention relates to an aerodynamic flap and wings.
  • Movable flaps or rudders on the leading and trailing edges of vanes are used to increase buoyancy, downforce or lateral force, e.g. used at the tail.
  • the curvature of the wing or of the tail is increased by the rash of the movable flap or the rudder on the concave side of this flap on the rudder or rudder and thus amplifies the circulation flow.
  • the increased circulation causes depending on their direction an increase of the buoyancy, the output or the lateral force.
  • This mode of operation can be advantageous, in particular with regard to the use of control surfaces, since the effect occurring linearly from the deflection of the same can be processed better by the pilot or control system.
  • Flaps can be arranged in different ways and with different functions on the main wing: landing flaps can be arranged on the main wing, that the surfaces of the main wing and the flap together form a substantially continuous curvature, or that between the main wing and the respective position of the flap a gap occurs, through which the flow of energy can be supplied. Furthermore, additional butterfly valves, in particular spoilers, can be provided upstream of a landing flap on the main wing, which can be lowered, in particular, from a neutral position. By lowering such a flap or a spoiler upstream of a down-worn landing flap of the curvature increase for the wing is generally larger and distributed over a greater length and thus seen continuously in the wing depth direction.
  • Such butterfly valves or spoilers usually also exert an approximately linear aerodynamic effect. Too large a rash of such valves, the flow at the vault jump is accelerated so much that the boundary layer can be unstable and detached. This results in a gradual reduction of the effectiveness of the respective valve and thus to a reduction of the buoyancy, the output or the lateral force. This effect leads to a non-linear effectiveness of the respective valve. This effect is particularly disadvantageous when using butterfly valves, which are provided as control flaps. When using butterfly valves as landing flaps, the separation of the flow leads to a saturation of the buoyancy and with increasing flap deflection to increasing resistance of the entire wing. In order to avoid these unfavorable nonlinearities, the deflection angle of butterfly valves is limited and is in most fürsfäilen at about 30 degrees.
  • the maximum deflection angle of flaps can be increased by providing a continuous wing camber or gap between the main wing and the butterfly valve, or between two downstream flow columns for delaying flow energy and delaying flow separation from the wing.
  • the object of the invention is to provide an adjusting flap for coupling to an aerodynamic wing and a wing with such a flap whose maximum deflection angle can be relatively large, so that the occurrence of a resulting by the deflection of the flap relatively large arching jump on the wing while avoiding disadvantageous Grenz Mrsabitesen is allowed on the wing.
  • a flap or a wing with the features of the invention causes by appropriate vortex generation, the stabilization of the aerodynamic boundary layer of the wing in deflected states of the flap, even if they occupy a large angle of deflection, without the flap creates an additional resistance in its neutral Verstellschreib.
  • the latter is achieved in that the flap according to the invention has no additional attachments, which are located in the neutral adjustment position of the flap below the boundary layer and thus are not exposed to the intended applied to the wing flow.
  • According to the invention are at the front edge of the flaps additional rigidly attached to the flap and in deflected Verstellzurentn the flap aerodynamic effective flap parts or extension parts provided for vortex generation.
  • the additional flap parts or extension parts are therefore also called vortex generators in the following.
  • the rigidly attached to the flap parts or extension parts can basically have different and adapted to the particular application shapes and dimensions.
  • an energetic exchange between the free flow around the wing and the boundary layer flow whereby the latter stabilized and flow delays are delayed.
  • the flap parts or extension parts exposed by the described swinging the flap of the flow it forms due to the employment of the flap parts or extension parts at an angle to the flow direction, a buoyancy force on the Klappenteiien or extension parts, which continues the formation of bag-shaped edge vortex along the triangle leading edges and downstream in the further course implied.
  • These counter-rotating vortices cause the described desired mixing of the boundary layer with the free flow around.
  • there is an energetic exchange between free flow and boundary layer flow which stabilizes the latter and retards flow delays.
  • the useful flap angle range, for example, of control surfaces and flaps can be increased without complex kinematics having to be realized.
  • the creation of additional resistance at small flap angles and the neutral flap position is avoided.
  • a reduction of the control surfaces or the wing can be made, which leads by the associated reduction of the resistance to increase the efficiency of the aircraft.
  • the system contains only a negligible additional complexity compared to a conventional arrangement of wing and landing flap or surface and control surface. It is assumed that a neutral influence on the weight.
  • an aerodynamic flap is provided with a hinge device for forming an axis of rotation for the rotatable mounting of the aerodynamic flap on a wing part or structural part.
  • the flap has a front flap line located at the intended purpose coupling of the flap to the main wing in the flow direction located in front of the axis of rotation front flap portion and located behind the axis of rotation rear flap portion and the front flap portion distributed over the span of the flap extension parts, the ends of which project as exposed parts from the axis of rotation beyond the front edge line of the flap.
  • the extension parts are rigid and arranged on the flap, that a surface of the extension parts with the top or bottom of the flap forms an aerodynamically uniform surface and that the exposed ends of the extension parts at a deflection of the flap to produce turbulence on a Surface of the flap at an angle to the flow and these are directed opposite and are located in a neutral position of the flap below the boundary layer of the wing.
  • the extension parts can be distributed in particular at regular intervals over the span of the flap.
  • the exposed ends of the extension parts may be formed in different and in particular triangular, rectangular or round parts.
  • a wing is further provided with a main wing and such an aerodynamic flap, which has at its front flap part a plurality of distributed over the span of the flap extension parts, the extension parts are rigidly arranged on the flap and their ends as exposed parts of the rotation axis seen protrude beyond the front edge line of the flap.
  • the extension parts are in particular arranged on the flap, that a surface of the extension parts with the top or the bottom of the flap forms an aerodynamically uniform surface and that the exposed ends of the extension parts in a deflection of the flap for generating turbulence on a surface of the flap angled to the flow and these are directed opposite and are located in a neutral position of the flap below the boundary layer of the wing.
  • the extension parts may be arranged on the flap in such a way that they do not generate a turbulence of the flow in the neutral position of the flap.
  • the flap overlaps the edge region of the main wing determined by the rear edge line of the main wing against the flow direction.
  • the determined by the outer contour of the rear edge line of the main wing edge region of the main wing cooperates positively with the main wing facing outer contour of the flap, at least when the flap is in its neutral position.
  • flap or aerodynamic flap means any kind of adjustable and aerodynamically effective flap arranged on a wing or main wing or on a structural component which has flowed over.
  • a flap may in particular be a spoiler, a flaps, a control flap or a rudder such as e.g. be a rudder.
  • any type of aerodynamic body is to be understood.
  • the wing in this sense may be in particular the wing or the vertical stabilizer of an aircraft.
  • FIG. 1 shows a perspective view of an embodiment of the inventively provided aerodynamic flap with a hinge device for forming a rotation axis for rotatably supporting the aerodynamic flap on a wing part or structural part,
  • FIG. 2 shows a side section of the embodiment of the aerodynamic flap according to FIG. 1,
  • FIG. 3 shows a side section of the embodiment of the aerodynamic flap according to FIG. 1 in a position deflected relative to a reference line
  • FIG. 4 shows a perspective illustration of a further embodiment of the aerodynamic flap provided according to the invention with a hinge device for forming a rotation axis for the rotatable mounting of the aerodynamic flap on a wing part or structural part,
  • FIG. 5 shows a side section of the embodiment of the aerodynamic flap according to the section line V-V of Figure 4,
  • FIG. 6 shows a perspective view of an embodiment of the wing provided according to the invention with a main wing and an aerodynamic flap, which is articulated to the main wing by means of a hinge device, wherein at least in the neutral position of the flap, the mutually facing edges or contours of the main wing and flap interlock positively,
  • Figure 7 is a perspective view of an embodiment of the main wing, the flap facing the edge contour according to the representation of Figure 6 is designed such that it engages with the edge contour of the flap facing this form-fitting manner.
  • the embodiment of the aerodynamic flap 1 provided according to the invention shown in FIGS. 1 to 3 has a hinge device 3 for forming a rotation axis 5 for the rotatable mounting of the aerodynamic flap 1 on a wing part 10 or structural part.
  • the wing part 10 may in particular the Main wing 10 of an airfoil of an aircraft and generally a wing F be.
  • Extension parts or extension portions 13 arranged, the ends 14 protrude as exposed parts seen from the axis of rotation over the front edge line 7a of the flap.
  • the extension parts 13 are rigid and are arranged on the flap 1, that a surface 16 of the extension parts 13 with the top 18 or the bottom of the flap forms an aerodynamically uniform surface and that the extension parts 13 at a deflection of the flap 1, the exposed ends 14th the extension parts 13 for generating turbulence on or along a surface 17 of the wing F or the flap 1 at an angle to the flow direction S and are directed against it and are located in a neutral position of the flap 13 below the boundary layer of the wing F.
  • the extension parts 13 can be distributed at regular intervals over the span of the flap 1 or arranged at regular intervals in the spanwise direction SW of the flap 1.
  • the exemplary embodiment of the flap 1 shown in FIG. 1 has four extension parts 13.
  • at least two extension parts 13 are arranged on the front flap part 7.
  • the exposed ends of the extension parts 13 may, as shown in Figure 1, triangular or have another shape.
  • the extension parts 13 may be rectangular or formed as round parts. If, for example, a triangular surface is exposed to the flow of the flow through the swiveling described, then a buoyancy force is formed on the vortex generator due to the employment to the flow direction, which further implies the formation of bag-shaped edge vortex along the triangle leading edges and in the further course downstream.
  • the extension parts 13 may be attached as separate parts to the flap 1 or formed integrally with the flap 1 or a shell part thereof. In particular, the extension parts 13 may be made in one piece with the flap 1 or a shell part thereof.
  • the extension parts 13 are designed as an extension of the upper surface 18 relative to a vertical axis of the aircraft, the upper surface 18 of the flap 1 and the flap adjoining surface 17 of the extension parts 13 form an aerodynamic uniform surface, ie form a surface course at which the flow S passes undisturbed.
  • the arrangement and design of the extension parts 13 or the vortex generators on the flap 1 is provided such that the extension parts 13 protrude at neutral flap position on the wing F or on a structural part not in the flow and in particular in the boundary layer of the wing F or the structural part and only be exposed in a movement of the flap from its neutral position on the convex due to the Klappenausschung side S1 of the wing or structural part of the flow around.
  • the vortex generators generate an aerodynamic vortex flow on the principle of vortex or Vortex generator, in which a high-energy free flow around the loaded boundary layer flow is mixed near the surface.
  • the extension part 13 does not influence the flow on the concave-shaped side S2 of the wing or structural part when the flap 1 is deflected.
  • the extension parts 13 are provided such that these in pivoting the rudder in both opposite to the neutral position opposite sides S1, S2 and thereby in each case a deflection of the flap 1 convex side S1 of the vertical stabilizer protrude the flow and are located on the side of the rudder S2 concave side of the deflection of the flap within the rudder through the fin of the vertical stabilizer and located on this side outer contour of the rudder.
  • the extension parts 13 When pivoting the flap 1 in the opposite direction, the extension parts 13 are seen in cross-section of the wing F or structural part on the respective concave side, when attached to this extension parts 13, moved into its outer contour.
  • a corresponding recess is provided in the interior of the wing F or structural part.
  • FIG 7 an embodiment of the wing or structural part is shown in which for each extension parts 13 each have a recess 23 is formed whose outer contour with the outer contour of the respectively associated extension part 13 with respect to a positive cooperation in the sense of releasing the mobility of the extension parts 13 within the wing F or structural part is adjusted.
  • the recesses 23 are designed according to Figure 7 also triangular.
  • edge region 18 of the main wing 10 or the structural part can be designed such that they engage in the neutral position of the flap 1 flush with the surface and form-fitting manner.
  • the vortex generators 13 may project beyond the axis of rotation of the control surface and e.g. plate-shaped portion to be realized, which is part of the upstream of the rotation axis 5 lying contour having recesses 13 a, which are located between the extension portions or extension parts 13.
  • These recesses 13a are formed in the representation of Figure 4 as triangular incisions. These cuts can also be formed as rectangular or round or curved or differently shaped cuts or recesses.
  • the wing or the structural part recesses which can receive the extension parts 13 in particular form-fitting manner, so that the extension parts or the vortex generators can be guided past the wing or the structural part.
  • extension parts 13 according to Figures 4 and 5 in the spanwise direction are longer than the incisions or recesses, since the extension parts 13 are formed as in the spanwise direction continuously projecting extensions of the profile, which are interrupted by the recesses 13 a.
  • the protrusion of the extension portions or extension parts 13 on the axis of rotation 5 is not visible, since the front cut section shown in Figure 4 is an edge region and in the illustrated embodiment, the extension portions or extension parts 13 do not survive over the entire span ,
  • inventions according to the invention of the extension parts or the vortex generators can also be formed only in sections over the span of the flap 1.
  • the flap 1 can be seen against the flow direction S the edge region of the main wing or the structural part determined by the rear edge line overlap.
  • the edge region of the main wing determined by the outer contour of the rear edge line of the main wing interacts in a form-locking manner with the outer contour of the flap facing the main wing, at least when the flap is in its neutral position.

Abstract

Aerodynamische Klappe (1) mit einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe (1) an einem Flügelteil (10) oder Strukturteil mit einer bei der bestimmungsgemäßen Ankopplung der Klappe (1) an das Flügelteil (10) in Strömungsrichtung (S) gesehen vor der Drehachse gelegenen vorderen Klappenteil (7) mit einer vorderen Randlinie und einem hinter der Drehachse gelegenen hinteren Klappenteil (9), wobei am vorderen Klappenteil (7) eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe (1) verteilten Verlängerungsteilen (13) angeordnet sind, deren Enden als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie der Klappe (1) hinausragen, wobei die Verlängerungsteile (13) starr und derart an der Klappe (1) angeordnet sind, dass eine Oberfläche der Verlängerungsteile (13) mit der Oberseite oder der Unterseite der Klappe (1) eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile (13) bei einer Auslenkung der Klappe (1) zur Erzeugung von Verwirbelungen winklig zur Strömung und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe (1) unterhalb der Grenzschicht des Flügels gelegen sind; sowie Flügel mit einer solchen aerodynamischen Klappe (1).

Description

Aerodynamische Klappe und Flügel
Die Erfindung betrifft eine aerodynamische Klappe und Flügel.
Bewegliche Klappen oder Ruder an der Hinter- und Vorderkante von Flügeln bzw. Leitwerken werden zur Steigerung des Auftriebs, des Abtriebs oder der Seitenkraft wie z.B. beim Leitwerk benutzt. Dabei wird durch den Ausschlag der beweglichen Klappe oder des Ruders die Wölbung des Flügels bzw. des Leitwerks an der bei diesem Ausschlag konkaven Seite der Klappe oder des Ruders vergrößert und damit die Zirkulationsströmung verstärkt. Die verstärkte Zirkulation bewirkt in Abhängigkeit ihrer Richtung eine Steigerung des Auftriebs, des Abtriebs oder der Seitenkraft. In der Regel liegt ein linearer Zusammenhang zwischen Klappenausschlag und zusätzlichem Auftrieb, des Abtriebs oder der Seitenkraft vor. Diese Wirkungsweise kann insbesondere hinsichtlich der Verwendung von Steuerflächen von Vorteil sein, da die linear von der Auslenkung derselben auftretende Wirkung vom Piloten oder auch Regelsystem besser verarbeitet werden kann.
Stellklappen können auf unterschiedliche Weise und mit unterschiedlichen Funktionen am Hauptflügel angeordnet sein: Landeklappen können derart am Hauptflügel angeordnet sein, dass die Oberflächen des Hauptflügels und der Landeklappe zusammen eine weitgehend kontinuierliche Wölbung bilden, oder dass zwischen dem Hauptflügel und der jeweiligen Stellung der Landeklappe ein Spalt auftritt, durch den der Strömung Energie zugeführt werden kann. Weiterhin können zusätzliche Stellklappen wie insbesondere Spoiler stromauf einer Landeklappe am Hauptflügel vorgesehen sein, die insbesondere aus einer Neutralstellung absenkbar sind. Durch das Absenken einer solchen Stellklappe oder eines Spoilers stromauf einer nach unten ausgeschlagenen Landeklappe wird der Wölbungszuwachs für den Flügel insgesamt größer sowie auf eine größere Länge und dadurch kontinuierlicher in der Flügeltiefenrichtung gesehen verteilt. Solche Stellklappen oder Spoiler üben meist ebenfalls einen in etwa linearen aerodynamischen Effekt aus. Bei zu großem Ausschlag solcher Stellklappen wird die Strömung am Wölbungssprung so stark beschleunigt, dass die Grenzschicht instabil und abgelöst werden kann. Dabei kommt es zu einer graduellen Reduktion der Wirksamkeit der jeweiligen Stellklappe und damit zu einer Reduktion des Auftriebs, des Abtriebs bzw. der Seitenkraft. Diese Wirkung führt zu einer nichtlinearen Wirksamkeit der jeweiligen Stellklappe. Diese Wirkung ist insbesondere bei der Verwendung von Stellklappen nachteilig, die als Steuerklappen vorgesehen sind. Bei der Verwendung von Stellklappen als Landeklappen führt die Ablösung der Strömung zu einer Saturation des Auftriebs und bei zunehmendem Klappenausschlag zu steigendem Widerstand des Gesamtflügels. Um diese ungünstigen Nichtlinearitäten zu vermeiden, ist der Ausschlagwinkel von Stellklappen begrenzt und liegt in den meisten Anwendungsfäilen bei etwa 30 Grad.
Der maximale Ausschlagwinkel von Landeklappen und somit der Auftriebsgewinn kann vergrößert werden durch das beschriebene Vorsehen einer kontinuierlichen Flügelwölbung oder eines Spalten zwischen Hauptflügel und Stellklappe oder zwischen zwei in Strömungsrichtung hintereinander gelegenen Spalten zum Zwecke der Zuführung von Strömungsenergie und der Verzögerung der Ablösung der Strömung vom Flügel. Allerdings ist für solche Klappen eine verhältnismäßig komplexe und somit auch schwere Kinematik mit einer Vielzahl von relativ zueinander bewegbaren Komponenten vorzusehen.
Bei Stellklappen, die wie insbesondere Spoiler als absenkbare Steuerflächen stromauf einer Landeklappe vorgesehen sind, ergibt sich ein maximaler Absenkungswinkel, ab welchem der Wölbungssprung zu stark wird, wodurch Grenzschichtablösungen auftreten können.
Die US 4 039 161 A1 beschreibt die Verwendung von an einer Stellklappe verstellbaren Wirbelgeneratoren, die vor der Drehachse der Stellklappe und somit vor dem Wölbungssprung zur Zufuhr von Strömungsenergie in die Grenzschicht und zur Verzögerung der Strömungsablösung angeordnet sind.
Aus der US 2007/0018056 A1 ist bekannt, Wirbelgeneratoren in Form jeweils einer kleinen Klappe ausklappbar auf der oberen Strömungsfläche einer Stellklappe anzubringen. Bei diesen Lösungen erzeugen die Wirbelgeneratoren allerdings auch dann Widerstand, wenn eine Energieanreicherung der Grenzschicht nicht notwendig ist, also insbesondere wenn sich die Stellklappe in ihrer Neutralstellung befindet. Weiterhin erfordern diese Lösungen in ihrer technischen Umsetzung zusätzliche bewegliche Teile und eine entsprechende Aktuatorik, wodurch zusätzliches Gewicht in Kauf genommen werden muss. Aufgrund einer solchen Kinematik und Aktuatorik sind derartige Lösungen auch komplex, was insbesondere zusätzlichen Kontrollaufwand erforderlich macht.
Weiterhin ist aus der US 5088665 A1 bekannt, den hinteren Rand eines Hauptflügels und/oder einer daran angekoppelten Klappe mit einem sägezahnartigen Profil auszubilden.
Aufgabe der Erfindung ist, eine Stellklappe zur Ankopplung an einen aerodynamischen Flügel und einen Flügel mit einer solchen Stellklappe bereitzustellen, deren maximaler Auslenkungswinkel verhältnismäßig groß sein kann, so dass das Auftreten eines durch die Auslenkung der Stellklappe entstehenden verhältnismäßig großen Wölbungssprungs am Flügel bei Vermeidung nachteiliger Grenzschichtablösungen am Flügel zugelassen ist.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
Eine Klappe oder ein Flügel mit den erfindungsgemäßen Merkmalen bewirkt durch eine geeignete Wirbelerzeugung die Stabilisierung der aerodynamische Grenzschicht des Flügels in ausgelenkten Zuständen der Klappe, auch wenn diese einen großen Ausschlagwinkel einnehmen, ohne dass die Klappe in ihrem neutralen Verstellzustand einen Zusatzwiderstand erzeugt. Letzteres wird dadurch erreicht, dass die erfindungsgemäße Klappe keine zusätzlichen Anbauten aufweist, die in neutraler Verstellposition der Klappe unterhalb der Grenzschicht gelegen und somit nicht der bestimmungsgemäß am Flügel anliegenden Strömung ausgesetzt sind. Nach der Erfindung sind an der Vorderkante der Klappen zusätzliche starr an der Klappe angebrachte und in ausgelenkten Verstellzuständen der Klappe aerodynamisch wirksame Klappenteile oder Verlängerungsteile zur Wirbelerzeugung vorgesehen. Die zusätzlichen Klappenteile oder Verlängerungsteile werden daher im Folgenden auch Wirbelgeneratoren genannt.
Die starr an der Klappe angebrachten Klappenteile oder Verlängerungsteile können grundsätzlich unterschiedliche und auf den jeweiligen Anwendungsfall angepasste Formgebungen und Abmaße haben. Im ausgelenkten Zustand der Klappe findet ein energetischer Austausch zwischen der freien Umströmung des Flügels und dessen Grenzschichtströmung statt, wodurch letztere stabilisiert und Strömungsablösungen verzögert werden. Werden die Klappenteile oder Verlängerungsteile durch das beschriebene Ausschwenken der Klappe der Strömung ausgesetzt, so bildet sich aufgrund der Anstellung der Klappenteile oder Verlängerungsteile winklig zur Strömungsrichtung eine Auftriebskraft auf den Klappenteiien oder Verlängerungsteilen, was weiterhin die Ausbildung tütenförmiger Randwirbel entlang der Dreiecksvorderkanten sowie im weiteren Verlauf stromab impliziert. Diese konterrotierenden Wirbel bewirken die beschriebene erwünschte Durchmischung der Grenzschicht mit der freien Umströmung. Dadurch findet ein energetischer Austausch zwischen freier Umströmung und Grenzschichtströmung statt, wodurch letztere stabilisiert und Strömungsablösungen verzögert werden.
Durch die erfindungsgemäße Klappe 1 oder den erfindungsgemäßen Flügel F kann der nutzbare Klappenwinkelbereich z.B. von Steuerflächen und Landeklappen vergrößert werden, ohne dass dabei komplexe Kinematiken realisiert werden müssen. Die Erzeugung von Zusatzwiderstand bei kleinen Klappenwinkeln und der neutralen Klappenposition wird vermieden. Dadurch kann eine Verkleinerung der Steuerflächen oder des Flügels vorgenommen werden, was durch die damit verbundene Verringerung des Widerstandes zur Steigerung der Effizienz des Flugzeuges führt. Das System beinhaltet gegenüber einer konventionellen Anordnung von Flügel und Landeklappe bzw. Fläche und Steuerfläche lediglich eine vernachlässigbare Zusatzkomplexität. Dabei ist von einem neutralen Einfluss auf das Gewicht auszugehen. Erfindungsgemäß ist eine aerodynamische Klappe mit einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe an einem Flügelteil oder Strukturteil vorgesehen. Die Klappe weist einen bei der bestimmungsgemäßen Ankopplung der Klappe an den Hauptflügel in Strömungsrichtung gesehen vor der Drehachse gelegenen vorderen Klappenteil mit einer vorderen Randlinie und einem hinter der Drehachse gelegenen hinteren Klappenteil sowie am vorderen Klappenteil eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe verteilte Verlängerungsteilen auf, deren Enden als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie der Klappe hinausragen. Nach der Erfindung sind die Verlängerungsteile starr und derart an der Klappe angeordnet, dass eine Oberfläche der Verlängerungsteile mit der Oberseite oder der Unterseite der Klappe eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile bei einer Auslenkung der Klappe zur Erzeugung von Verwirbelungen auf einer Oberfläche der Klappe winklig zur Strömung und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe unterhalb der Grenzschicht des Flügels gelegen sind.
Die Verlängerungsteile können insbesondere in regelmäßigen Abständen über die Spannweite der Klappe verteilt sein. Die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile können verschiedenenartig und insbesondere dreieckförmig, rechteckförmig oder als runde Teile ausgebildet sein.
Erfindungsgemäß ist weiterhin ein Flügel mit einem Hauptflügel und einer solchen aerodynamischen Klappe vorgesehen, die an ihrem vorderen Klappenteil eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe verteilte Verlängerungsteilen aufweist, die Verlängerungsteile starr an der Klappe angeordnet sind und deren Enden als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie der Klappe hinausragen. Die Verlängerungsteile sind insbesondere derart an der Klappe angeordnet, dass eine Oberfläche der Verlängerungsteile mit der Oberseite oder der Unterseite der Klappe eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile bei einer Auslenkung der Klappe die zur Erzeugung von Verwirbelungen auf einer Oberfläche der Klappe winklig zur Strömung und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe unterhalb der Grenzschicht des Flügels gelegen sind.
Die Verlängerungsteile können derart an der Klappe angeordnet sein, dass diese in der Neutralstellung der Klappe keine Verwirbelung der Strömung erzeugen.
Bei den erfindungsgemäßen Ausführungsbeispielen kann vorgesehen sein, dass die an seiner hinteren, in Spannweitenrichtung entlang der Klappe verlaufende hintere Randlinie des Hauptflügels derart verläuft, dass der durch die Randlinie bestimmte Randbereich des Hauptflügels abwechselnd Verlängerungsteile und Ausnehmungen aufweist.
Weiterhin kann bei den erfindungsgemäßen Ausführungsbeispielen vorgesehen sein, dass die Klappe den durch die hintere Randlinie des Hauptflügels bestimmten Randbereich des Hauptflügels entgegen der Strömungsrichtung gesehen überlappt. Alternativ kann bei den erfindungsgemäßen Ausführungsbeispielen vorgesehen sein, dass der durch die Außenkontur der hinteren Randlinie des Hauptflügels bestimmte Randbereich des Hauptflügels formschlüssig zusammenwirkt mit der dem Hauptflügel zugewandten Außenkontur der Klappe, zumindest wenn sich die Klappe in ihrer Neutralstellung befindet.
Erfindungsgemäß wird unter Klappe oder aerodynamischer Klappe jede Art von an einem Flügel oder Hauptflügel oder einem angeströmten Strukturbauteil angeordnete verstellbare und aerodynamisch wirksame Klappe verstanden. Eine solche Klappe kann insbesondere ein Spoiler, eine Landeklappe, eine Steuerklappe oder ein Ruder wie z.B. ein Seitenruder sein.
Als Flügel im Sinne dieser Beschreibung ist jede Art von aerodynamischem Körper zu verstehen. Der Flügel in diesem Sinne kann insbesondere der Tragflügel oder das Seitenleitwerk eines Flugzeugs sein.
Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügte Figuren beschrieben, die zeigen: Figur 1 eine perspektivische Darstellung einer Ausführungsform der erfindungsgemäß vorgesehenen aerodynamische Klappe mit einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe an einem Flügelteil oder Strukturteil,
Figur 2 ein Seitenschnitt der Ausführungsform der aerodynamischen Klappe nach der Figur 1 ,
Figur 3 ein Seitenschnitt der Ausführungsform der aerodynamischen Klappe nach der Figur 1 in einer gegenüber einer Bezugslinie ausgelenkten Stellung,
Figur 4 eine perspektivische Darstellung einer weiteren Ausführungsform der erfindungsgemäß vorgesehenen aerodynamische Klappe mit einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe an einem Flügelteil oder Strukturteil,
Figur 5 ein Seitenschnitt der Ausführungsform der aerodynamischen Klappe gemäß der Schnittlinie V-V der Figur 4,
Figur 6 eine perspektivische Darstellung einer Ausführungsform des erfindungsgemäß vorgesehenen Flügels mit einem Hauptflügel und einer aerodynamischen Klappe, die an den Hauptflügel mittels einer Gelenkvorrichtung angelenkt ist, wobei zumindest in der Neutralstellung der Klappe die einander zugewandten Ränder oder Konturen von Hauptflügel und Klappe formschlüssig ineinander greifen,
Figur 7 eine perspektivische Darstellung einer Ausführungsform des Hauptflügels, dessen der Klappe zugewandte Randkontur gemäß der Darstellung der Figur 6 derart gestaltet ist, dass diese mit der dieser zugewandten Randkontur der Klappe formschlüssig ineinander greift.
Die in den Figuren 1 bis 3 gezeigte Ausführungsform der erfindungsgemäß vorgesehenen aerodynamische Klappe 1 weist eine Gelenkvorrichtung 3 zur Ausbildung einer Drehachse 5 zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe 1 an einem Flügelteil 10 oder Strukturteil auf. Der Flügelteil 10 kann insbesondere der Hauptflügel 10 eines Tragflügels eines Flugzeugs und generell eines Flügels F sein. Bei einer bei der bestimmungsgemäßen Ankopplung der Klappe 1 in Strömungsrichtung S gesehen vor der Drehachse 5 gelegenen vorderen Klappenteil 7 mit einer vorderen Randlinie 8 und einem hinter der Drehachse gelegenen hinteren Klappenteil 9. Am vorderen Klappenteil 7 ist eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe verteilte Verlängerungsteilen oder Verlängerungsabschnitten 13 angeordnet, deren Enden 14 als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie 7a der Klappe hinausragen. Die Verlängerungsteile 13 sind starr und derart an der Klappe 1 angeordnet sind, dass eine Oberfläche 16 der Verlängerungsteile 13 mit der Oberseite 18 oder der Unterseite der Klappe eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die Verlängerungsteile 13 bei einer Auslenkung der Klappe 1 die freiliegenden Enden 14 der Verlängerungsteile 13 zur Erzeugung von Verwirbelungen auf oder entlang einer Oberfläche 17 des Flügels F oder der Klappe 1 winklig zur Strömungsrichtung S und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe 13 unterhalb der Grenzschicht des Flügels F gelegen sind.
Wie in der Figur 1 dargestellt, können die Verlängerungsteile 13 in regelmäßigen Abständen über die Spannweite der Klappe 1 verteilt oder in regelmäßigen Abständen in Spannweitenrichtung SW der Klappe 1 angeordnet sein. Das in der Figur 1 dargestellte Ausführungsbeispiel der Klappe 1 weist vier Verlängerungsteile 13 auf. Erfindungsgemäß sind zumindest zwei Verlängerungsteile 13 am vorderen Klappenteil 7 angeordnet. Die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile 13 können, wie in der Figur 1 dargestellt, dreieckförmig oder auch eine andere Form aufweisen. Z.B. können die Verlängerungsteile 13 rechteckförmig oder als runde Teile ausgebildet sein. Wird z.B. eine dreieckförmige Fläche der Strömung der Strömung durch das beschriebene Ausschwenken ausgesetzt, so bildet sich aufgrund der Anstellung zur Strömungsrichtung eine Auftriebskraft auf dem Wirbelgenerator, was weiterhin die Ausbildung tütenförmiger Randwirbel entlang der Dreiecksvorderkanten sowie im weiteren Verlauf stromab impliziert. Diese konterrotierenden oder gegenläufig rotierenden Wirbel bewirken die beschriebene erwünschte Durchmischung der Grenzschicht mit der freien Umströmung. Die Verlängerungsteile 13 können als eigene Teile an der Klappe 1 angebracht oder einstückig mit der Klappe 1 oder einem Schalenteil derselben ausgebildet sein. Insbesondere können die Verlängerungsteile 13 einstückig mit der Klappe 1 oder einem Schalenteil derselben hergestellt sein.
Bei einer Ankopplung der Klappe nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung an einen Hauptflügel 10 eines Flügels verläuft der vordere Rand oder Randbereich 8, an dem die Verlängerungsteile 13 ausgebildet sind, entlang eines hinteren Rands oder Randbereichs 18 des Hauptflügels 10.
Bei dem in den Figuren 1 bis 3 dargestellten Ausführungsbeispiel der Klappe 1 , die an einem Tragflügel angekoppelt ist, sind die Verlängerungsteile 13 als Verlängerung der in Bezug auf eine Hochachse des Flugzeugs oberen Oberfläche 18 ausgebildet, wobei die obere Oberfläche 18 der Klappe 1 und die daran anschließende Oberfläche 17 des Verlängerungsteile 13 eine aerodynamische einheitliche Oberfläche bilden, d.h. eine Oberflächenverlauf bilden, an der die Strömung S ungestört entlangläuft. Bei dieser Ausführungsform der Verlängerungsteile 13 an der Klappe 1 einer Tragflügels erzeugt die Absenkung der Klappe 1 in Bezug auf die Flugzeugs-Hochachse ein Aufrichten der Verlängerungsteile 13 oder der Wirbelgeneratoren winklig zur Strömung S. Generell und insbesondere im Falle einer vertikalen Anordnung des Flügels und der Klappe 1 oder bei einer Anordnung des Klappe 1 an einem Seitenleitwerk bewirkt ein Schwenken der Klappe 1 zu einer ersten Seite (in der Figur 3 die Seite S2) ein Schwenken der Verlängerungsteile 13 oder der Wirbelgeneratoren entgegen gesetzt zu dieser erste Seite gelegenen zweiten Seite (in der Figur 3 die Seite S1).
Die Anordnung und Gestaltung der Verlängerungsteile 13 oder der Wirbelgeneratoren an der Klappe 1 ist derart vorgesehen, dass die Verlängerungsteile 13 bei neutraler Klappenstellung am Flügel F oder an einem Strukturteil nicht in die Strömung und insbesondere in die Grenzschicht des Flügels F oder des Strukturteils hineinragen und erst bei einer Bewegung der Klappe aus ihrer Neutralposition heraus auf der aufgrund der Klappenauslenkung konvex gewölbten Seite S1 des Flügels oder Strukturteils der Umströmung ausgesetzt werden. In diesem Zustand erzeugen die Wirbelgeneratoren eine aerodynamische Wirbelströmung nach dem Prinzip eines Vortex- oder Wirbelgenerators, bei der eine energiereiche freie Umströmung der belasteten Grenzschichtströmung nahe der Oberfläche beigemischt wird. Das Verlängerungsteil 13 beeinflusst die Strömung auf der bei einer Auslenkung der Klappe 1 konkav geformten Seite S2 des Flügels oder Strukturteils nicht.
Bei der Ausbildung der Klappe 1 als Seitenruder eines Seitenleitwerks sind die Verlängerungsteile 13 derart vorgesehen, dass diese beim Schwenken des Seitenruders in beide gegenüber der Neutralstellung einander gegenüberliegenden Seiten S1 , S2 und dabei jeweils bei einer Auslenkung der Klappe 1 konvex geformten Seite S1 des Seitenleitwerks in die Strömung hineinragen und auf der bei der Auslenkung der Klappe 1 konkav geformten Seite S2 des Seitenleitwerks innerhalb der durch die Flosse des Seitenleitwerks und die auf dieser Seite gelegene Außenkontur des Ruders gelegen sind.
Generell und insbesondere bei dem Ausführungsbeispiel einer Klappe 1 als Teil des Seitenleitwerks eines ausgebildeten Seitenruders kann jede der zueinander entgegen gesetzt gelegenen Oberflächen der Klappe 1 die Verlängerungsteile 13 aufweisen, so dass die Verlängerungsteile 13 auf beiden Seiten des Hauptflügels, des Strukturteils oder der Flosse und dabei jeweils auf der konkaven Außenseite in die Strömung hineinragt, um die erfindungsgemäß vorgesehenen Verwirbelungen zu bilden.
Bei einem Schwenken der Klappe 1 in die entgegen gesetzte Richtung werden die Verlängerungsteile 13 im Querschnitt des Flügels F oder Strukturteils gesehen auf der jeweils konkaven Seite, wenn an dieser Verlängerungsteile 13 angebracht sind, in dessen Außenkontur hinein bewegt. Zur Aufnahme der Verlängerungsteile 13 von dem Flügel F oder Strukturteil ist im Inneren des Flügels F oder Strukturteils eine entsprechende Ausnehmung vorgesehen. In der Figur 7 ist ein Ausführungsbeispiel des Flügels oder Strukturteils gezeigt, bei der für jedes Verlängerungsteile 13 jeweils eine Aussparung 23 ausgebildet ist, deren Außenkontur mit der Außenkontur des jeweils zugeordneten Verlängerungsteils 13 hinsichtlich eines formschlüssigen Zusammenwirkens im Sinne einer Freigabe der Bewegbarkeit der Verlängerungsteile 13 innerhalb des Flügels F oder Strukturteils angepasst ist. Bei der dreieckförmigen Gestaltung der Verlängerungsteile 13 sind die Aussparungen 23 gemäß Figur 7 ebenfalls dreieckförmig gestaltet.
Insbesondere kann der Randbereich 18 des Hauptflügels 10 oder des Strukturteils derart gestaltet sein, dass diese bei der Neutralstellung der Klappe 1 oberflächenbündig und formschlüssig ineinander greifen.
Die Wirbelgeneratoren 13 können insbesondere als über die Drehachse der Steuerfläche hinausragenden und z.B. plattenförmigen Abschnitt realisiert sein, welche Teil der stromauf der Drehachse 5 liegenden Kontur ist, der Aussparungen 13a aufweist, die zwischen den Verlängerungsabschnitten oder Verlängerungsteilen 13 gelegen sind. Diese Aussparungen 13a sind in der Darstellung der Figur 4 als dreieckförmige Einschnitte gebildet. Diese Einschnitte können auch als rechteckförmige oder runde oder bogenförmige oder anders geformte Einschnitte oder Ausnehmungen gebildet sein. Vorzugsweise weist der Flügel oder das Strukturteil Aussparungen auf, die die Verlängerungsteile 13 insbesondere formschlüssig aufnehmen können, so dass die Verlängerungsteile oder die Wirbelgeneratoren an dem Flügel oder dem Strukturteil vorbeigeführt werden können. Somit sind die Verlängerungsteile 13 nach den Figuren 4 und 5 in Spannweitenrichtung länger als die Einschnitte oder Ausnehmungen, da die Verlängerungsteile 13 als in Spannweitenrichtung kontinuierlich überstehende Verlängerungen des Profils gebildet sind, die von den Ausnehmungen 13a unterbrochen sind. In der Darstellung der Figur 4 ist das Überstehen der Verlängerungsabschnitte oder Verlängerungsteile 13 über die Drehachse 5 nicht erkennbar, da der in der Figur 4 vordere geschnitten dargestellte Bereich ein Randbereich ist und bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel die Verlängerungsabschnitte oder Verlängerungsteile 13 nicht über die gesamte Spannweite überstehen.
Die erfindungsgemäßen Ausführungsformen der Verlängerungsteile oder die Wirbelgeneratoren können auch nur abschnittsweise über die Spannweite der Klappe 1 ausgebildet sein.
Generell kann die Klappe 1 den durch die hintere Randlinie bestimmten Randbereich des Hauptflügels oder des Strukturteils entgegen der Strömungsrichtung S gesehen überlappen. Alternativ oder zusätzlich kann vorgesehen sein, dass der durch die Außenkontur der hinteren Randlinie des Hauptflügels bestimmte Randbereich des Hauptflügels formschlüssig zusammenwirkt mit der dem Hauptflügel zugewandten Außenkontur der Klappe, zumindest wenn sich die Klappe in ihrer Neutralstellung befindet.

Claims

Patentansprüche
1. Aerodynamische Klappe (1 ) mit einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung der aerodynamischen Klappe (1) an einem Flügelteil (10) oder Strukturteil, mit einer bei der bestimmungsgemäßen Ankopplung der Klappe (1) an das Flügelteil (10) in Strömungsrichtung (S) gesehen vor der Drehachse gelegenen vorderen Klappenteil (7) mit einer vorderen Randlinie und einem hinter der Drehachse gelegenen hinteren Klappenteil (9), wobei am vorderen Klappenteil (7) eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe (1) verteilte Verlängerungsteile (13) angeordnet sind, deren Enden als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie (8) der Klappe (1) hinausragen,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Verlängerungsteile (13) starr und derart an der Klappe (1) angeordnet sind, dass eine Oberfläche der Verlängerungsteile (13) mit der Oberseite oder der Unterseite der Klappe (1) eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile (13) bei einer Auslenkung der Klappe (1) zur Erzeugung von Verwirbelungen winklig zur Strömung und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe (1) unterhalb der Grenzschicht des Flügels gelegen sind.
2. Aerodynamische Klappe (1) nach dem Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Verlängerungsteile (13) in regelmäßigen Abständen über die Spannweite der Klappe (1) verteilt sind.
3. Aerodynamische Klappe (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile (13) dreieckförmig, rechteckförmig oder als runde Teile ausgebildet sind.
4. Flügel (F) mit einem Hauptflügel (10) und einer aerodynamischen Klappe (1), die an den Hauptflügel (10) mittels einer Gelenkvorrichtung zur Ausbildung einer Drehachse zur drehbaren Lagerung derselben derart angelenkt ist, dass die Klappe (1) einen in Strömungsrichtung (S) gesehen vor der Drehachse gelegenen vorderen Klappenteil (7) mit einer vorderen Randlinie und einen hinter der Drehachse gelegenen hinteren Klappenteil (9) aufweist, wobei am vorderen Klappenteil (7) eine Mehrzahl von über die Spannweite der Klappe (1) verteilte Verlängerungsteilen (13) angeordnet sind, deren Enden als freiliegende Teile von der Drehachse aus gesehen über die vordere Randlinie der Klappe (1) hinausragen,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Verlängerungsteile (13) starr und derart an der Klappe (1) angeordnet sind, dass eine Oberfläche der Verlängerungsteile (13) mit der Oberseite oder der Unterseite der Klappe (1) eine aerodynamisch einheitliche Oberfläche bildet und dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile (13) bei einer Auslenkung der Klappe (1) zur Erzeugung von Verwirbelungen auf einer Oberfläche der Klappe (1) winklig zur Strömung und dieser entgegen gerichtet sind und in einer Neutralstellung der Klappe (1) unterhalb der Grenzschicht des Flügels gelegen sind.
5. Flügel (F) nach dem Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Verlängerungsteile (13) in regelmäßigen Abständen über die Spannweite der Klappe (1) verteilt sind.
6. Flügel (F) nach einem der vorangehenden Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die freiliegenden Enden der Verlängerungsteile (13) dreieckförmig, rechteckförmig oder als runde Teile ausgebildet sind.
7. Flügel (F) nach einem der vorangehenden Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die an seiner hinteren, in Spannweitenrichtung entlang der Klappe (1) verlaufende hintere Randlinie des Hauptflügels derart verläuft, dass der durch die Randlinie bestimmte Randbereich des Hauptflügels abwechselnd Verlängerungsteile (13) und Ausnehmungen aufweist.
8. Flügel (F) nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappe (1) den durch die hintere Randlinie des Hauptflügels bestimmten Randbereich des Hauptflügels (10) entgegen der Strömungsrichtung (S) gesehen überlappt.
9. Flügel (F) nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der durch die Außenkontur der hinteren Randlinie des Hauptflügels bestimmte Randbereich des Hauptflügels (10) formschlüssig zusammenwirkt mit der dem Hauptflügel (10) zugewandten Außenkontur der Klappe (1), zumindest wenn sich die Klappe (1) in ihrer Neutralstellung befindet.
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