Die Erfindung bezieht sich auf eine Flügelspitzenverlängerung zum Abmindern von Wirbelschleppen eines Flugzeugs. Sie betrifft ferner auch einen Flügel eines Flugzeugs, der dazu eingerichtet ist, Wirbelschleppen des Flugzeugs abzumindern.

Bei jedem Flugzeug mit Auftrieb erzeugenden Tragflächen entstehen aufgrund physikalischer Gesetzmäßigkeiten Wirbelschleppen. Der physikalische Mechanismus zur Erzeugung von Auftrieb am Flügel besteht darin, dass im Flug die Luftströmung entlang der Flügelunterseite eine geringere Beschleunigung erfährt als entlang der Flügeloberseite. Dies führt dazu, dass der Druck auf der Unterseite relativ zur Oberseite des Flügels größer ist. Die den Flügel umströmende Luft ist aus diesem Grunde bestrebt, einen Druckausgleich zwischen der Unterseite und der Oberseite des Flügels herzustellen. Hierdurch kommt es zu einer Umströmung der Flügelspitze, bei der die Luftströmung durch das Druckgefälle um die Flügelspitze umgelenkt wird. Als Folge davon entsteht auf der Flügeloberseite eine Geschwindigkeitskomponente von der Flügelspitze weg, während die Geschwindigkeit auf der Flügelunterseite eine Komponente in Spannweitenrichtung auf die Flügelspitze zu. Diese Umströmung der Flügelspitze führt zu einer kreisförmigen Bewegung der Luft, die durch die überlagerte Anströmung einen Wirbel verursacht, der sich schleppenförmig hinter dem Flugzeug ausbreitet. Bei größeren Flugzeugen können derartige Wirbel so ausgeprägt sein, dass bei in die Wirbel hineinfliegenden kleineren Flugzeugen eine ernstzunehmende Gefahr eines Absturzes besteht. Die Wirbel haben in der Regel eine sehr hohe Stabilität und können noch Minuten nach ihrer Entstehung existieren. Die Wirbelstärke ist dabei unter anderem abhängig von der Größe und dem Gewicht des Flugzeugs und führt dazu, dass zwischen startenden und landenden Flugzeugen ein Mindestabstand („Staffelung") vorgeschrieben ist. Je geringer die Wirbelstärke ist, desto geringer kann auch die Staffelung der Flugzeuge sein. Die Tendenz zu ansteigenden Fluggastzahlen und damit auch stetig größer werdenden Flugzeugen, welche theoretisch immer größere Wirbelschleppen erzeugen, würde zu einem vergrößerten Staffelungsabstand führen. Dieser jedoch würde durch eine in Folge sinkende Start- und Landefrequenz ein beabsichtigtes vergrößertes Passagieraufkommen konterkarieren, so dass Möglichkeiten geschaffen werden müssen, die Stärke von Wirbelschleppen zu verringern.

Im Stand der Technik sind Vorrichtungen und Systeme bekannt, die Wirbelschleppen abmindern können. Beispielsweise wird in DE 10 2005 017825 A1 beschrieben, dass ein an einem äußeren Ende eines Flügels eines Flugzeugs angebrachtes Bauteil den Aufrollvorgang der Luft im Bereich des Außenflügels durch periodische Schwenkbewegungen stört und dadurch Randwirbel und damit auch die entstehenden Wirbelschleppen reduziert. Nachteilig bei einem solchen System ist, dass es sich um ein aktives System handelt, welches relativ aufwändig, kosten- und wartungsintensiv ist und außerdem oszillierende Lasten erzeugt, die zu Ermüdungsbrüchen an der Flügelspitze führen können.

Ein weiteres System ist aus der DE 199 09 190 C2 bekannt, bei dem an jedem Flügel des Flugzeugs mindestens ein Wirbelgenerator angeordnet ist. Der Wirbelgenerator erzeugt einen Störwirbel, dessen Drehrichtung entgegengesetzt zu dem am Flügel entstehenden Randwirbel ist, welcher dadurch destabilisiert wird und sich hinter dem Flugzeug auflöst. Der Nachteil dieses Systems liegt darin, dass diese zusätzlichen Störwirbel nur bei speziellen Konstellationen der inneren und äußeren Landeklappen zuverlässig in ausreichendem Maße erzeugt werden können und außerdem einen höheren Widerstand erzeugen. Dies ist insbesondere dann der Fall, wenn eine – wie auch in der obigen Druckschrift vorgestellt – an der Flügeloberseite angeordnete Finne zum permanenten Generieren von Störwirbeln verwendet wird.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist, die oben genannten Nachteile zu verringern oder gänzlich zu eliminieren. Insbesondere ist es eine Aufgabe der Erfindung, ein einfaches und im Idealfall passives System vorzuschlagen, welches einen beschleunigten Wirbelzerfall begünstigt und damit die hinter einem Flugzeug bei Start und Landung befindlichen Wirbelschleppen deutlich zu reduzieren.

Die Erfindung löst die Aufgabe durch eine Flügelspitzenverlängerung – wie in Anspruch 1 definiert – mit einer Vorderkante und einer Hinterkante, die an einem äußeren Ende eines Flügels anbringbar ist, wobei die Vorderkante zumindest abschnittsweise im Wesentlichen gerade ist, der gerade Abschnitt der Vorderkante einen Vorderkantenpfeilungswinkel aufweist, der größer ist als der Vorderkantenpfeilungswinkel des Flügels und die lokale Tiefe der Flügelspitzenverlängerung zwischen einem Anschlussbereich zur Verbindung mit dem Flügel und dem äußeren Ende der Flügelspitzenverlängerung stetig abnimmt. Diese Flügelspitzenverlängerung bedient sich des Phänomens des Wirbelaufplatzens, welches bei Deltaflügeln auftritt. Bei Deltaflügeln ist bekannt, dass insbesondere bei hohen Anstellwinkeln die durch Deltaflügel erzeugten Randwirbel zunehmend instabil werden und „aufplatzen". Der sogenannte „Wirbelaufplatzbereich" wandert je nach Ausgestaltung des Flügels, Anstellwinkel und Geschwindigkeit von einer Position hinter dem Flügel bis in den Flügelbereich hinein und kann insbesondere durch die Pfeilung der Vorderkante des Flügels beeinflusst werden. Deltaflügel mit kleiner Vorderkantenpfeilung (zum Beispiel 45°) verschieben den Beginn des Wirbelaufplatzens zu kleineren Anstellwinkeln hin verglichen mit einer größeren Vorderkantenpfeilung (zum Beispiel 70°). Wird eine Flügelspitze derart modifiziert, dass sie eine geeignete Vorderkantenpfeilung aufweist, wird der Randwirbelzerfall positiv beeinflusst. Dabei muss die Vorderkante der Flügelspitzenverlängerung keine strikte Gerade darstellen, sondern kann auch lediglich abschnittsweise gerade sein. Dies führt zu verschiedenen alternativen Vorderkantenformen, die etwa wie bei einem Doppel-Delta-Flügel oder einem Flügel mit Strake einen Knick aufweisen oder ähnlich wie bei den Tragflächen der Concorde geschwungen sind. Die Geometrie der Flügelspitzenverlängerung an der Flügelspitze ist dabei so einzustellen, dass bei den für Start und Landung üblichen Anstellwinkeln ein Aufplatzen der Wirbel in einem Bereich zwischen der Vorderkante und der Hinterkante oder nur unwesentlich weiter stromabwärts erfolgt. Ein entstehender Flügelrandwirbel wird in Folge durch einen aufplatzenden Wirbelkern so beeinflusst, dass ausgehend davon der gesamte Randwirbel deutlich schneller zerfällt als bei einer herkömmlichen Flügelspitze.

Weitere vorteilhafte Ausführungsformen sind den Unteransprüchen zu entnehmen.

Die Aufgabe wird weiterhin auch durch einen Flügel eines Flugzeugs gelöst, der dazu eingerichtet ist, Wirbelschleppen des Flugzeugs abzumindern und eine am äußeren Ende des Flügels angebrachte Flügelspitzenverlängerung gemäß der obigen Anführungen aufweist.

Schließlich wird die Aufgabe auch durch ein Flugzeug mit Flügeln nach den oben genannten Kriterien gelöst, ebenso durch die Verwendung einer Flügelspitzenverlängerung gemäß dem ersten Hauptanspruch und die darauf rückbezogenen Unteransprüche.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert. In den Figuren werden gleiche Objekte durch gleiche Bezugszeichen gekennzeichnet. Es zeigen:

1: eine schematische Ansicht eines Flügelabschnitts mit einem ersten Ausführungsbeispiel einer Flügelspitzenverlängerung;

2: schematische Ansicht eines Flügelabschnitts mit einem zweiten Ausführungsbeispiel einer Flügelspitzenverlängerung;

3: eine schematische Ansicht eines Flügelabschnitts mit einem dritten Ausführungsbeispiel einer Flügelspitzenverlängerung; und

4: eine schematische Ansicht einer weiteren Variation der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung.

1 zeigt den allgemeinen Aufbau der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung. Dargestellt ist ein Flügelabschnitt 2 mit einer Vorderkante 4, einer Hinterkante 6 und einem äußeren Flügelende 8. An diesem äußeren Flügelende 8 ist die Flügelspitzenverlängerung 10 angeordnet und exemplarisch durch ein geeignetes Verbindungsverfahren – etwa Nieten, Schweißen, Kleben, Verbolzen, Laminieren etc. – mit diesem verbunden. Zu diesem Zweck weist die Flügelspitzenverlängerung 10 einen Anschlussbereich 12 auf.

Die erfindungsgemäße Flügelspitzenverlängerung 10 weist ebenfalls eine Vorderkante 14 und eine Hinterkante 16 auf. Die Vorderkante 14 ist gegenüber der Vorderkante 4 des Flügels sichtbar stärker gepfeilt, so dass an der Verbindungsstelle zwischen der Flügelspitzenverlängerung 10 und dem Flügel 2 an den Vorderkanten 4 und 14 ein deutlicher Knick entsteht. Der in 1 als &phgr;_S gekennzeichnete Winkel steht für den Vorderkantenpfeilungswinkel der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung 10. Der Vorderkantenpfeilungswinkel des Flügels 2 wird mit &phgr;_V gekennzeichnet. &phgr;_V beträgt bei üblichen Verkehrsflugzeugen, die ihre Reisefluggeschwindigkeit im transsonischen Bereich haben, im allgemeinen ungefähr 25–30°. Der Vorderkantenpfeilungswinkel &phgr;_S der Flügelspitzenverlängerung 10 beträgt in 1 ca. 60°.

Durch die starke Pfeilung der Flügelspitzenverlängerung 10 wird bei den in Start- und Landephasen auftretenden Anstellwinkeln des Flugzeugs ein Deltaflügeln immanenter Wirbelaufplatzbereich so platziert, dass Flügelrandwirbel hinter der Tragflügelspitze im Kern aufplatzen und infolge dessen so instabil werden, dass sie sich vergleichsweise schnell auflösen und eine entsprechend deutlich schwächer ausgeprägte Wirbelschleppe verursachen.

Abhängig von der Größe, der spezifischen Aerodynamik und weiteren Randbedingungen kann der Vorderkantenpfeilungswinkel &phgr;_S kleiner oder größer als in der 1 gezeigt gewählt werden. Der zu beachtende Auslegungspunkt ist dabei jeweils der einzustellende Anstellwinkel bei Start und/oder Landung, so dass der Deltaflügeleffekt bei diesem Winkel vollständig zur Geltung kommt. Denkbar sind insbesondere Winkel in einem Bereich von 40° bis 75°.

Im Ausführungsbeispiel aus 1 erstreckt sich die Hinterkante 16 der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung 10 parallel zur Hinterkante 6 des Flügels 2. Dadurch ist die gesamte Hinterkante des Arrangements aus Flügel und Flügelspitzenverlängerung einheitlich, da keine Notwendigkeit besteht, die Hinterkante der Flügelspitzenverlängerung in Bezug auf den Deltaflügeleffekt besonders zu gestalten.

2 zeigt dagegen ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung 10, bei der die Hinterkante 16 gegenüber der Hinterkante 6 des Flügels 2 stärker gepfeilt ist, so dass auch im Übergangsbereich der beiden Hinterkanten 6 und 16 ein Knick entsteht. Eine den Darstellungen aus 1 und 2 innewohnende Gemeinsamkeit ist, dass die Vorderkante 14 und die Hinterkante 16 am äußersten Ende 18 der Flügelspitzenverlängerung 10 aufeinandertreffen, so dass das äußere Ende der am Flügel 2 angebrachten Flügelspitzenverlängerung 10 eine Spitze aufweist.

In 3 wird ein weiteres Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung 10 dargestellt, bei der das äußere Ende 18 der Flügelspitzenverlängerung 10 keine Spitze, sondern eine im Wesentlichen parallel zur Flugzeuglängsachse verlaufende Kante 20 aufweist. Die Hinterkante 16 und die Vorderkante 14 sind demnach stets voneinander beabstandet. Verliefen die Hinterkante 16 der Flügelspitzenverlängerung und die Hinterkante 6 des Flügels 2 parallel zueinander und wäre der Pfeilungswinkel &phgr;_S relativ gering, würde sich die Flügelspitzenverlängerung 10 unnötig in der Querrichtung des Flugzeugs erstrecken müssen, um eine Spitze wie in den ersten beiden Ausführungsbeispielen zu bilden.

Zum Steigern des Deltaflügeleffekts kann es weiterhin vorgesehen sein, dass sich alle dargestellten Flügelspitzenverlängerungen 10 positiv verwinden. Dies bedeutet, dass der jeweilige Anstellwinkel eines lokalen Profils 22 der Flügelspitzenverlängerung 10 – wie schematisch in 4 dargestellt – zum äußeren Ende 18 hin ansteigt. Dadurch kann ein besonders harmonischer Übergang zwischen dem Flügel 2 und der Flügelspitzenverlängerung 10 hergestellt werden, wenn aerodynamische, konstruktive oder optische Gesichtsgründe einen höheren Anstellwinkel erforderlich machen. Gleichzeitig sind durch eine Verwindung tendenziell größere Pfeilungswinkel &phgr;_S möglich, durch die insbesondere das Widerstandsverhalten der Flügelspitzenverlängerung 10 bei transsonischer Strömung verbessert werden kann. An dieser Stelle sei darauf hingewiesen, dass das Profil 22 der Flügelspitzenverlängerung 10 keineswegs eine herkömmliche Flügelprofilform mit abgerundeter Profilnase aufweisen muss. Für die Nutzung des Deltaflügeleffekts reicht es aus, ein flaches, brettartiges Profil zu verwenden oder die Profilnase spitz zulaufend zu gestalten, so dass zuverlässig Wirbelaufplatzbereiche entstehen.

Die dargestellten Ausführungsbeispiele der erfindungsgemäßen Flügelspitzenverlängerung 10 sind nicht als Beschränkung der Erfindung zu interpretieren. Die Erfindung wird durch den Gegenstand der Ansprüche bestimmt. Insbesondere ist die Erfindung nicht auf bestimmte Pfeilungswinkel von Flügel oder Flügelspitzenverlängerung beschränkt, sondern es sind sämtliche Pfeilungswinkel zwischen etwa 40° und 75° denkbar, die ein Fachmann unter Berücksichtigung der aerodynamischen Zusammenhänge, der Größe des Flugzeugs und der Fluggeschwindigkeiten auszuwählen vermag.

Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine" oder „ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.

• - DE 102005017825 A1 [0003]
• - DE 19909190 C2 [0004]