DE19752369A1 - Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop) - Google Patents
Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop)Info
- Publication number
- DE19752369A1 DE19752369A1 DE19752369A DE19752369A DE19752369A1 DE 19752369 A1 DE19752369 A1 DE 19752369A1 DE 19752369 A DE19752369 A DE 19752369A DE 19752369 A DE19752369 A DE 19752369A DE 19752369 A1 DE19752369 A1 DE 19752369A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wing
- loop
- transverse drive
- drive body
- body according
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/18—Aerodynamic features
-
- 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
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
- B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Toys (AREA)
Description
Die Erzeugung von Quertrieb bei Anströmung eines Körpers endlicher Länge (Tragflügel
oder Drehflügel) ist unvermeidbar mit der Erzeugung einer Wirbelschicht im Nachlauf
verbunden. Die darin enthaltene Energie muß vom Quertriebskörper in Form von Arbeit
zur Überwindung des induzierten Widerstandes aufgebracht werden. Auf Grund der
Ausgleichsströmung an den Spitzen des Körpers erreichen die Wirbel in den
Außenbereichen des Nachlauffeldes eine höhere Konzentration. Die Wirbelschicht rollt
sich an den Rändern auf. Hier sind die Druck- und Geschwindigkeitsgradienten am
größten. Der größte Teil der Nachlaufenergie konzentriert sich in den Randwirbelzöpfen.
Bei einem modernen Verkehrsflugzeug hat der induzierte Widerstand beim Reiseflug mit
etwa einem Drittel erheblichen Anteil an dessen Gesamtwiderstand, beim Steigflug macht
er sogar die Hälfte aus. Zudem gehen von den Randwirbeln auch Gefahren für den
Flugverkehr aus. Insbesondere die von startenden Großraumflugzeugen abgehenden
Randwirbel induzieren erhebliche Umfangsgeschwindigkeiten. Sie sind relativ langlebig
und können so ein Sicherheitsproblem für nachfolgend kleinere Flugzeuge darstellen. Die
dadurch notwendigen größeren Startfrequenzen verschlechtern die Auslastung der
flächenintensiven Rollbahnen für Start und Landung. Die starken Randwirbel der
Tragflächen bilden außerdem (wie auch bei Drehflügeln) eine der Hauptquellen für die
Entstehung des aerodynamisch verursachten Lärms.
Bei der Verbesserung strömungsmechanischer Konstruktionen bildet die Reduzierung des
induzierten Widerstandes eine vordringliche Aufgabe. Bei deren Lösung werden
zwangsläufig auch die anderen genannten Probleme tangiert.
Es ist bekannt, daß bei gleichem Gesamtauftrieb und gleicher Spannweite der induzierte
Widerstand eines Flügels durch Vergrößerung des Verhältnisses der Länge der gesamten
Hinterkante, von der die Wirbelschicht abgeht, zur Spannweite, d. h. bei einem Wechsel
von einer planaren zu einer nicht-planare Konstruktion, verringert werden kann. Der
Mechanismus beruht auf einer energetisch günstigeren (räumlichen) Verteilung der
Nachlaufzirkulation.
Allerdings blieben die in der Praxis mittels leicht angewinkelter (positive oder negative V-
Stellung), nach oben oder unten gewölbter Flügel oder - mit geringerer Auswirkung auf die
Flugstabilität - mittels Endscheiben, abgewinkelter oder gekrümmter, gelegentlich noch
zusätzlich gepfeilter Flügel spitzen ("Winglets") erreichten Effekte im Vergleich zu den mit
einer leichten Spannweitenvergrößerung erzielbaren Verbesserungen eher moderat.
Mitunter standen wohl eher gestalterische Aspekte im Vordergrund. Eine funktionell
spürbare Verlängerung der Hinterkantenlänge läßt sich bei gegebener Spannweite nur
durch die konsequente Nutzung der Hochachse erreichen, was zu relativ großen
abgewinkelten oder gekrümmten Flügelendstücken führt, deren Einsatz in der Regel wieder
andere (z. B. statische) Probleme mit sich bringt.
Eine Alternative bildet die Einführung von mehreren separaten Teilflächen. Bekanntlich
weisen bei gleicher Spannweite und gleicher Auftriebsleistung Doppel- und Mehrdecker
einen deutlich geringeren induzierten Widerstand als ein planarer Flügel auf allerdings um
den Preis eines erheblich größeren Reibungswiderstandes und eines in der Regel höheren
Strukturgewichtes. Diese Problem wohnt jedoch in mehr oder minder ausgeprägter Form
allen nicht-planaren Flügelkonstruktionen inne. Generell gilt: je größer die Ausdehnung in
der Hochachse (Abstand der Tragflächen voneinander), desto geringer der induzierte
Widerstand.
In diesem Widerstreit bildet die Aufspaltung der Enden eines im Mittelteil planaren Flügels
in zwei oder mehrere sich vertikal gestaffelt aufspreizende kleinere Flügel
("Multiwinglets") eine Kompromißlösung. An der Basis bleibt der Flügel planar. Lediglich
im Außenbereich, wo die größte Wirbelintensität ab schwimmt wird die Hinterkante durch
Aufspaltung in mehrere Teilflügel, die zudem noch aeroelastisch gekrümmt sind,
verlängert. Abgesehen von eher noch spärlichen Anwendungen von Doppel- oder
Multiwinglets in der Technik findet man derartige Baupläne vielfach in der Natur, z. B. in
Form der aufgespreizten Handschwingen der Landsegler-Vögel (Fig. 1). Bezüglich der
Ausbildung und vertikalen Anordnung von mehreren kleinen Randwirbeln im Nachlauf an
Stelle eines großen Spitzenwirbels (im planaren Fall) besteht hier eine gewisse Ähnlichkeit
zum Mehrdecker. Bei den Vögeln kommt nach RECHENBERG [RECHENBERG, INGO
(1989): Development and operation of a novel wind turbine with vortex screw censentrator.
2nd Joint Schlesinger Seminar and Environment, Berlin/Haifa] aber noch ein weiterer
Mechanismus ins Spiel. Hier sind auf Grund der unterschiedlichen Länge der Schwung
federn die einzelnen Spitzenwirbel so angeordnet, daß sich infolge der wechselseitigen
Induktion eine Wirbelspule ausbildet, in deren Kern nicht nur die Rotationsbewegung der
Strömungsteilchen deutlich verringert, sondern zusätzlich auch noch eine kleine, nach
hinten gerichtete Geschwindigkeitskomponente induziert wird. Letztere dürfte hilfreich
sein, den erhöhten Reibungswiderstand der aufgefächerten Struktur zumindest teilweise zu
kompensieren. Das Druckfeld ist insgesamt ausgeglichener. Die sonst im Zentrum eines
großen Einzelwirbels auftretende Unterdruckspitze fehlt. Sie ist ersetzt durch mehrere
kleine, über den Spulenmantel verteilte Zentren, zwischen denen sich ein relativ
ausgeglichenes Druckplateau aufspannt.
Die Aufspaltung des Randwirbels in mehrere kleine (diskrete) Wirbel bildet insbesondere
in Verbindung mit dem Wirbelspulen-Konzept eine interessante Alternative zu dem
kontinuierlichen "Verschmieren" der Zirkulation entlang der seitlichen Kontur des
dreidimensionalen Nachlauffeldes mittels in Hochachsenrichtung verlängerter Abström
kante.
Ein Nachteil aller bisher beschriebenen Konstruktionen besteht in den freien Enden der
Flügel spitzen. Bekanntermaßen läßt sich eine entsprechende mechanische Stabilität
wesentlich einfacher mit geschlossenen Strukturen erreichen.
Für den Fall, daß die maximale Bauhöhe und die Spannweite vorgegeben sind, bildet der
Kastenflügel eine Konstruktion mit extrem geringstem induzierten Widerstand (PRANDTL,
LUDWIG: Tragflügeltheorie. II. Mitteilung. In: Vier Abhandlungen zur Hydrodynamik und
Aerodynamik. Göttingen 1927. Im Selbstverlag des Kaiser-Wilhelm-Instituts für
Strömungsforschung). Der Vorteil liegt hier u. a. in dem kontinuierlichen "Verschmieren"
der Zirkulation des "Randwirbels" entlang der Hochachse. Das Konzept des Kastenflügels
ist jedoch entlang der gesamten Spannweite nicht-planar, also auch im Bereich der
Spannweitenmitte des Quertriebskörpers, wo im allgemeinen eine geringe Nachlauf
zirkulation abschwimmt und daher die Nichtplanarität nur einen sehr geringen Beitrag zur
Verminderung der Nachlaufzirkulation leisten kann. Bei dieser Konstruktion sind die
Nachteile des vergrößerten Reibungswiderstands (große Oberfläche, kleine REYNOLDSzahl)
und des höheren Strukturgewichtes gegenüber einem planaren Quertriebskörper besonders
ausgeprägt.
Eine dem Kastenflügel ähnliche Nachlaufkonfiguration läßt sich mittels des von KROO
(KROO, ILAN.: Design and Analysis of Optimally-Loaded Lifting Systems. AIAA 84-2507,
Oct. 1984) vorgeschlagenen "C-Wing" erreichen. Bei dieser Konstruktion sind die
Flügel spitzen zunächst senkrecht nach oben und dann nochmals im rechten Winkel nach
innen abgewinkelt. Abgesehen davon, daß die obere, nach innen weisende Teil Abtrieb
erzeugen, dürften bei dieser Anordnung auch erhebliche statische Probleme auftreten.
Außerdem bilden in rechteckigen Konstruktionen wahrscheinlich die Ecken aerodynamisch
Problemzonen. Letztere lassen sich durch den Übergang zum verschiedentlich diskutierten
Ringflügel oder (bei horizontaler Streckung, bzw. vertikaler Stauchung desselben) zu
elliptischen Konfigurationen (z. B. Ellipsenflügeln des Bleriot III, s. Abbildung in KROO,
1984) beseitigen, nicht jedoch die erwähnten Reibungs- und Gewichtsprobleme.
In Gegensatz zu allen offenen Konstruktionen (Flügel mit freien Enden: Endscheiben,
Winglets, C-wing etc.) enthalten alle geschlossene Tragflügelkonstruktionen (Kastenflügel,
Ringflügel, Ellipsenflügel) eine strömungsmechanische Besonderheit. Fig. 3a und 3b
illustrieren das Grundprinzip, nach dem man sich einen solchen geschlossenen Flügel als
aus zwei nicht-planaren Teilflügeln (Fig. 3a) zusammengesetzt vorstellen kann. Da beide
Teilflügel Auftrieb produzieren, die Hauptkomponente des Quertriebs also in beiden Fällen
in der hier gewählten Darstellung nach oben gerichtet ist, ergibt sich zwangsläufig, daß sich
bei der Zusammenführung (Ringschluß) im Außenteil die Druckseite des unteren
Teilflügels mit der Saugseite des oberen und entsprechend die Saugseite des unteren mit
der Druckseite des oberen Teilflügels verbinden muß (Fig. 3b). Folglich kehrt sich (entlang
der Kontur) an der Verbindungsstelle die Drehrichtung des gebundenen Wirbels um (nach
dem Nulldurchgang wechseln Anstellwinkel und Quertrieb das Vorzeichen). Bei
fließendem Übergang ergibt sich ein leicht spiralförmig verwundener Übergangsbereich.
Der Vorzeichenwechsel des Quertriebes äußert sich in der geschlossenen Konstruktion
jedoch nicht als Abtrieb, da gleichzeitig die Struktur dergestalt umschwenkt, daß die
Oberseite zur Unterseite und die Unterseite zur Oberseite wird.
Louis B. GRATZER hat nach diesem Prinzip eine starre, eiförmig geschlossene Flügelspitze
entwickelt, die zur Verminderung des induzierten Widerstandes mittels Verlängerung der
Abströmkante an eine ansonsten übliche (planare) Konstruktion angekoppelt werden kann
("Spiroid-tipped wing", US-Patent Nr. 5,102,068). Die etwa rechtwinklige Verbindung
eines Schenkels dürfte dabei eine aerodynamische Problemzone darstellen.
Die primäre Aufgabe der Erfindung ist die Reduzierung der im Strömungsnachlauf eines
Quertriebs erzeugenden Körpers enthaltenen Energie, gleichbedeutend mit einer
drastischen Reduzierung des induzierten Widerstands bei gleichzeitig geringem
Reibungswiderstand, die Verminderung der insbesondere durch den Spitzenwirbel
verursachten Geräuschentwicklung, sowie eine Verringerung der Zerfallszeit der
Randwirbel mittels einer leichten, mechanisch stabilen und auch ästhetisch ansprechenden
Konstruktion.
Diese Aufgaben werden durch eine Konstruktion mit den Merkmalen des Anspruch 1
gelöst.
Die Erfindung beruht auf einer Weiterentwicklung des von den aufgefächerten Hand
schwingen der Landsegler-Vögel abgeleiteten Wirbelspulen-Konzeptes. Theoretische und
experimentelle Untersuchungen führten zu der Feststellung, daß der induzierte Widerstand
um so kleiner wird, je gleichmäßiger die Nachlaufzirkulation über den (möglichst großen)
Umfang verteilt wird. Praktisch umgesetzt würde das jedoch ein Anwachsen der Zahl der
"Winglets" bedeuten, womit natürlich wachsende Reibungsverluste verbunden sind und
was im Extremfall (bei sehr vielen Teilflügeln) schließlich die "Verblockung" des gesamten
äußeren Strömungsfeldes mit sich bringen würde. Bei der Suche nach einer geeigneten
Alternativlösung für die Kontinuisierung der Wirbelschicht entstand die Idee, den
Tragflügel "organisch" in lediglich einen oberen und einen unteren Teilflügel aufzuspalten,
den gesamten Innenbereich des Fächers wegzulassen, dafür aber die einhüllende Kurve als
Fortsetzung und geschlossene Verbindung der sich über die beiden Teilflügel
aufspaltenden Traglinie auszubilden (Fig. 2). Aus diesem Ansatz heraus stellt sich die
Erfindung gewissermaßen als Doppelwinglet-Konstruktion mit einer nach außen hin
schlaufenförmig geschlossenen Kontur dar, wobei der verbindende Abschnitt die bereits für
geschlossene Flügelkonfigurationen (Kasten-, Ring-, und Ellipsenflügel) mit fließendem
Formübergang beschriebene Besonderheiten aufweist.
Zur Verdeutlichung dieser physikalischen Besonderheiten wurde der äußere Abschnitt der
Schlaufe in Fig. 2d in einer Ebene dargestellt. Entlang dieses Konturabschnittes ändern
Anstellwinkel und Quertrieb kontinuierlich von einem positiven zu einem negativen Wert.
Letzteres tritt natürlich in der Originalkonstruktion nicht als Abtrieb in Erscheinung,
sondern wird durch die geänderte räumliche Ausrichtung des betreffenden Abschnittes in
Auftrieb verwandelt. Die Konstruktion ist so gewählt, daß an dem Ort des Vorzeichen
wechsels von Anstellwinkel und Quertrieb die Oberseite zur Unterseite und die Unterseite
zur Oberseite wird. Bezüglich des Wechsels zwischen Saugseite und Druckseite besteht
eine assoziative Ähnlichkeit zum MÖBIUSband, bei dem man - wie auch bei der Erfindung -
von einer Seite der Fläche auf die andere gelangen kann, ohne einen Rand zu über
schreiten. Um den Reibungswiderstand gering zu halten, ist im Bereich geringen Auftriebes
die Flügeltiefe zu verringern.
Für die Nachlaufkonfiguration ist entscheidend, daß die Stärke der abgehenden Wirbel
durch die örtliche Änderung des Betrages des Quertriebs, ihr Drehsinn jedoch durch die
Richtung der örtlichen Quertriebsänderung bestimmt wird. Letztere bleibt, wie aus Abb. 3c
ersichtlich, entlang des dargestellten Konturabschnittes gleich: Im Idealfall läßt sich somit
eine kontinuierliche Wirbelschicht (mit gleich drehender Zirkulation) unter Vermeidung
der bei freien Enden üblicherweise auftretenden Wirbelkonzentration im Spitzenbereich
erreichen.
Alternative Ableitung der Erfindung:
Im Prinzip könnte man die Erfindung auch aus einer elliptischen Tragflügelkonfiguration ableiten. Dazu würde man zweckmäßigerweise den oberen und unteren Abschnitt horizontal so gegeneinander verschieben (mit einer adäquaten Parallelverschiebung in den Seitenteilen, siehe Fig. 3c), daß die beiden mittleren Flächenteile in der Vertikalprojektion überlappungsfrei aneinander grenzen, sich die Projektion in der Anströmebene jedoch nicht ändert (Fig. 3b). Danach werden zur Verminderung des Reibungswiderstandes beide Teilflügel im Mittelteil zu einem breiteren Basisflügel zusammengefaßt (Fig. 3d). Außerdem wird unter gleichzeitiger Nachjustierung der örtlichen Anstellwinkel und Profilgeometrie die Profiltiefe im Außenbereich soweit vermindert, wie es die Festigkeitsanforderungen zulassen (vergl. Fig. 2b). Durch Verschiebung der Punkte (P1 und P2 in Fig. 3d), an denen sich der Basisflügel jeweils zu seinen Enden hin ,"organisch" in die schlaufenförmigen Außenbereiche aufspaltet, in Spannweitenrichtung läßt sich für die jeweiligen konstruktiven Vorgaben die günstigste Lösung hinsichtlich des Gesamt widerstandes (Reibung und induzierter Widerstand) finden.
Im Prinzip könnte man die Erfindung auch aus einer elliptischen Tragflügelkonfiguration ableiten. Dazu würde man zweckmäßigerweise den oberen und unteren Abschnitt horizontal so gegeneinander verschieben (mit einer adäquaten Parallelverschiebung in den Seitenteilen, siehe Fig. 3c), daß die beiden mittleren Flächenteile in der Vertikalprojektion überlappungsfrei aneinander grenzen, sich die Projektion in der Anströmebene jedoch nicht ändert (Fig. 3b). Danach werden zur Verminderung des Reibungswiderstandes beide Teilflügel im Mittelteil zu einem breiteren Basisflügel zusammengefaßt (Fig. 3d). Außerdem wird unter gleichzeitiger Nachjustierung der örtlichen Anstellwinkel und Profilgeometrie die Profiltiefe im Außenbereich soweit vermindert, wie es die Festigkeitsanforderungen zulassen (vergl. Fig. 2b). Durch Verschiebung der Punkte (P1 und P2 in Fig. 3d), an denen sich der Basisflügel jeweils zu seinen Enden hin ,"organisch" in die schlaufenförmigen Außenbereiche aufspaltet, in Spannweitenrichtung läßt sich für die jeweiligen konstruktiven Vorgaben die günstigste Lösung hinsichtlich des Gesamt widerstandes (Reibung und induzierter Widerstand) finden.
Beide Ansätze konvergieren zu der selben Endkonfiguration, zu der hier beschriebenen
Erfindung.
Mit den in Anspruch 1 bis 5 beschriebenen Konfigurationen werden gleichzeitig mehrere
Konzepte der Widerstandsverminderung zu einer Konstruktion zusammengeführt.
Berücksichtigt sind insbesondere:
- - eine in Vergleich zur Spannweite deutliche Verlängerung der Abströmkante
- - Aufspalten der Struktur nur in Bereichen hoher Nachlaufzirkulation, wo der induzierte Widerstand am effektivsten durch Nichtplanarität vermindert werden kann.
- - Nutzung einer höheren Reynoldszahl durch planare Ausführung der Bereiche mit niedriger Nachlaufzirkulation (Minimierung des zusätzlichen Reibungswiderstandes)
- - Konsequente Reduzierung der Oberfläche in den Abschnitten, in denen nur wenig oder kein Quertrieb produziert wird (Minimierung der Reibungswiderstandes)
- - eine vertikale Aufspreizung des Nachlauffeldes
- - eine möglichst gleichmäßige Verteilung der Wirbelintensität entlang der Außenkontur des Nachlauffeldes
- - eine für die Ausbildung einer Wirbelspule günstige geometrisch Anordnung der Wirbelschicht auf einem großen Umfang
- - weitgehender Abbau von Unterdruckspitzen im Nachlauf
Durch die Vermeidung örtlicher Konzentrationen von Wirbelintensität wird neben einer
energetisch günstigeren Konfiguration des gesamten Nachlaufgebietes auch die Geräusch
bildung ab gemildert und der schnellere Zerfall der Wirbel ermöglicht, was insbesondere
bei Großflugzeugen zunehmend an Bedeutung gewinnt.
Die Konstruktion ist mechanisch stabil und kann deshalb besonders leicht ausgeführt
werden.
Sie ist formschön und läßt sich gut in moderne Design-Konzepte integrieren.
Hinzu kommen einige weitere funktionelle Vorteile, die insbesondere bei der Anwendung
am Flugzeug von Bedeutung sein dürften:
Beim Starten und Landen bilden Seitenwindeinflüsse oftmals ein Problem (z. B.
unsymmetrische Anströmung großer Winglets). Bei der vorliegenden Erfindung wird im
Fall von seitlicher Anströmung die Symmetrie zwischen beiden Flügel enden nur
unwesentlich beeinträchtigt, da bereits in jeder einzelnen Schlaufe die Vergrößerung des
effektiven Anströmwinkels eines Schenkels oder Schenkelabschnitts durch eine
Verringerung desselben am anderen Schenkel bzw. in einem anderen Abschnitt desselben
Schenkels kompensiert wird und sich diagonal an der anderen Flügelschlaufe der gleiche
Vorgang abspielt. Dadurch bleiben die auftretenden Momente gering und können leicht
durch Gegensteuern kompensiert werden.
Neben einer starren Ausführung der Erfindung (die Geometrie ist im Ruhezustand und bei
Anströmung im wesentlichen identisch) es auch möglich, die Erfindung durch eine
definierte Flexibilität der Schlaufe konstruktiv so auszuführen, daß die widerstandsvermin
dernde Form bei Anströmung durch die an der Schlaufe angreifenden aerodynamischen
Kräfte entsteht. Bei einer Anwendung der Erfindung als Drehflügler ist es möglich, die
Formgebung durch die an der Schlaufe angreifenden Fliehkräfte zu unterstützen. Auch ist
es prinzipiell möglich, die Steifigkeit der Schlaufe so auszulegen, daß zusätzlich eine
selbsttätige Adaption an bestimmte Anströmbedingungen durch die jeweiligen
aerodynamischen Kräfte erfolgt.
Aus den Darstellungen in den Ansprüchen 1 bis 7 ergeben sich vielfältige Möglichkeiten
zur Integration in unterschiedliche Gesamtkonstruktionen insbesondere auch hinsichtlich
einer selbstadaptiven Anpassung der Struktur an unterschiedliche Anströmbedingungen.
Darüber hinaus eröffnet die Erfindung einige Versteilmöglichkeiten, die sowohl eine
passive, insbesondere aber auch eine aktive (von außen gesteuerte) Anpassung der
Konfiguration an wechselnde Anströmbedingungen ermöglichen und ggf. auch zum
Steuern genutzt werden können (Ansprüche 8 bis 11).
Fig. 1 Aufgefächerte Handschwingen eines Storchenflügels im Windkanal.
Fig. 2 Handskizze eines schlaufenförmigen Quertriebskörper ("Split wing loop"): a -
Ansicht von hinten, b - Ansicht von der Seite, c - Ansicht von oben, d - Darstellung der
Quertriebsverteilung Q entlang des Außenteiles der Schlaufe in einer Ebene, e - Versuch
einer räumlichen Darstellung.
Fig. 3. Alternative Ableitung der Erfindung aus einer ellipsenförmigen
Tragflügelkonstruktion: a - Zusammensetzen eines Ellipsenflügels aus zwei nicht
planaren Flügeln, b - Ellipsenflügel von hinten, c - Ellipsenflügel in der Seitenansicht, d -
Zusammenfassen der mittleren Abschnitte zu einem Tragflügel (Seitenansicht nach dem
"Abspecken" des Außenteils: siehe Fig. 2b), Q - Quertriebsverteilung, P1 und P2
Aufspreizpositionen, die entsprechend den konstuktiven Anforderungen verschoben
werden können (durch Pfeile angedeutet).
Fig. 4. Vorschläge für verschiedene Design-Varianten.
Claims (11)
1. Strömungsdynamischer Quertriebskörper, insbesondere Tragflügel oder Dreh
flügel, dadurch gekennzeichnet, daß sich die quertriebserzeugende
Struktur unmittelbar an ihrem Ursprung oder in Spannweitenrichtung - von der
Flügelwurzel bzw. beim symmetrischen Tragflügel jeweils von der Mitte aus
gehend nach außen (zum Flügelende hin) - im Anschluß an ein mehr oder minder
langes Basisteil (Basisflügel) unter Gewährleistung einer insgesamt annähernd
kontinuierlichen Quertriebsverteilung an dieser Übergangsstelle in zwei schmalere
Quertriebskörper (einen vorderen und einen hinteren Teilflügel) aufspaltet, welche
sich - in der Projektion quer zur Anströmrichtung betrachtet - aufspreizen
(mindestens einer der beiden Teilflügel ist entweder mit einem leichten Knick in
seinem Ursprung - Spreizwinkel deutlich kleiner 90 Grad - oder mit fließendem
Formübergang gegenüber der Ebene des Basisflügels bzw. gegenüber der
Mittelebene der Gesamtkonstruktion nach oben bzw. unten gebogen) und sich
beide Teilflügel zu den Enden hin extrem verjüngen (Verringerung der Profiltiefe
auf maximal 1/20 der ursprünglichen Tiefe), deren Flügelflächen jedoch dergestalt
räumlich gekrümmt sind, daß sie sich im Anschluß an die bisher beschriebenen
geradlinigen bzw. von der Mittelebene weg gekrümmten Abschnitte (Innenteile)
im Außenbereich wieder aufeinander zu biegen und sich dabei gleichzeitig so
verwinden, daß sich die Enden der Teilflügel etwa axial ohne scharfen Knick
treffen und miteinander dergestalt verschmelzen, daß die Profile an der
Verbindungsstelle fließend ineinander übergehen, so daß sich insgesamt eine
geschlossene, schlaufenförmige Konfiguration ergibt, bei der sich in der
Grundausführung jeweils entlang der gekrümmten und verwundenen Teilflügel
(Schenkel) aus den betreffenden örtlichen Anströmwinkeln in Verbindung mit der
örtlichen Profilgeometrie und Profiltiefe eine kontinuierliche Verringerung des
Quertriebs ergibt, bis an einer Stelle - vorzugsweise im äußeren Abschnitt der
Schlaufe - die Saugseite des einen Schenkels in die Druckseite des anderen und
entsprechend die Druckseite des ersten in die Saugseite des zweiten Schenkels
übergeht, wobei im Übergang der örtliche Quertrieb gleich Null wird.
2. Quertriebskörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
Innenteil des vorderen Schenkels der Schlaufe gegenüber der Ausgangsebene mit
einem leichten Knick (Spreizwinkel deutlich kleiner 90 Grad) oder mit
fließendem Formübergang nach oben gespreizt oder gebogen ist und der Innenteil
des hintere Schenkels in etwa die Ausgangsebene beibehält (Abweichung kleiner
± 5°).
3. Quertriebskörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
Innenteil des hinteren Schenkels der Schlaufe gegenüber der Ausgangsebene mit
einem leichten Knick (Spreizwinkel deutlich kleiner 90 Grad) oder mit fließendem
Formübergang nach oben gespreizt oder gebogen ist und der Innenteil des vorde
ren Schenkels in etwa die Ausgangsebene beibehält (Abweichung kleiner ± 5°).
4. Quertriebskörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
bezüglich der Ausgangsebene jeweils mit einem leichten Knick (Spreizwinkel
deutlich kleiner 90 Grad) oder mit fließendem Formübergang der Innenteil des
vorderen Schenkels der Schlaufe nach oben, der des hinteren Schenkels nach
unten gespreizt oder gebogen ist.
5. Quertriebskörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
bezüglich der Ausgangsebene jeweils mit einem leichten Knick (Spreizwinkel
deutlich kleiner 90 Grad) oder mit fließendem Formübergang der Innenteil des
hinteren Schenkels der Schlaufe nach oben, der des vorderen Schenkels nach
unten gespreizt oder gebogen ist.
6. Quertriebskörper nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß
sowohl starre als auch elastische oder flexible (im letzten Fall entsteht die
endgültige Form der Schlaufe durch die dort angreifenden aerodynamische Kräfte)
Ausführungen einzelner Bereiche der Schlaufe oder auch der Gesamtkonfiguration
hergestellt werden.
7. Quertriebskörper nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß
beide Schenkel der Schlaufe starr ausgeführt sind oder nur soweit elastisch sind,
daß eine geringfügige Verformung möglich ist, die Verbindungsstelle jedoch als
Gelenk ausgelegt ist.
8. Quertriebskörper nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß
eine Formveränderung und ggf. auch eine Veränderung der Quertriebsverteilung
durch Variation des Spreizwinkels eines oder beider Schenkel der Schlaufe
herbeigeführt wird.
9. Quertriebskörper nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß
eine Formveränderung und ggf. auch eine Veränderung der Quertriebsverteilung
durch Variation des Pfeilwinkels eines oder beider Schenkel der Schlaufe erzielt
wird.
10. Quertriebskörper nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß
eine Formveränderung und ggf. auch eine Veränderung der Quertriebsverteilung
durch eine translatorische Bewegung (Verschiebung in Längsachsenrichtung,
gleichbedeutend mit einem weiteren Ausfahren bzw. Einziehen) eines oder beider
Schenkel erzielt wird.
11. Quertriebskörper nach Anspruch 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet,
daß eine Formveränderung und ggf. auch eine Veränderung der
Quertriebsverteilung durch eine beliebige Kombination aus den genannten
Teilbewegungen erzielt wird.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19752369A DE19752369A1 (de) | 1997-11-26 | 1997-11-26 | Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19752369A DE19752369A1 (de) | 1997-11-26 | 1997-11-26 | Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19752369A1 true DE19752369A1 (de) | 1999-05-27 |
Family
ID=7849858
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19752369A Withdrawn DE19752369A1 (de) | 1997-11-26 | 1997-11-26 | Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE19752369A1 (de) |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001002742A3 (de) * | 1999-07-06 | 2001-07-05 | Rudolf Bannasch | Rotor mit gespaltenem rotorblatt |
WO2003008267A1 (en) * | 2001-07-16 | 2003-01-30 | United Technologies Corporation | Ovate loop tip for rotary-wing blades |
US6578798B1 (en) | 2002-04-08 | 2003-06-17 | Faruk Dizdarevic | Airlifting surface division |
DE102010042584A1 (de) * | 2010-10-18 | 2012-04-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
WO2012171034A1 (en) * | 2011-06-09 | 2012-12-13 | Aviation Partners, Inc. | The split spiroid |
ES2448065A1 (es) * | 2012-09-13 | 2014-03-13 | Fº JAVIER PORRAS VILA | Aletas en brazo de palanca perpendicular para los extremos de las alas de un avión |
US9033282B2 (en) | 2010-07-14 | 2015-05-19 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
US9302766B2 (en) | 2008-06-20 | 2016-04-05 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US9381999B2 (en) | 2008-06-20 | 2016-07-05 | C. R. Bard, Inc. | Wing tip with optimum loading |
US9453516B2 (en) | 2013-04-29 | 2016-09-27 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Blade rotary assembly with aerodynamic outer toroid spoiler for a shrouded propulsion rotary assembly |
US10501170B2 (en) | 2014-04-04 | 2019-12-10 | Airbus Operations Limited | Aircraft wing with a wing tip device and a strut |
CN110667822A (zh) * | 2019-09-30 | 2020-01-10 | 西北工业大学 | 一种可变面积可转动的仿生翼梢小翼 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE8704744U1 (de) * | 1987-03-31 | 1987-10-29 | Uellenberg, Manfred, 5600 Wuppertal | Starrflügelflugzeug mit zwei auftriebserzeugenden Tragflügeln |
EP0619224A1 (de) * | 1991-11-27 | 1994-10-12 | EGER, Vladimir Sergeevich | Leichtflugzeug |
EP0716978A1 (de) * | 1994-12-16 | 1996-06-19 | Aldo Frediani | Grossraumflugzeug |
-
1997
- 1997-11-26 DE DE19752369A patent/DE19752369A1/de not_active Withdrawn
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE8704744U1 (de) * | 1987-03-31 | 1987-10-29 | Uellenberg, Manfred, 5600 Wuppertal | Starrflügelflugzeug mit zwei auftriebserzeugenden Tragflügeln |
EP0619224A1 (de) * | 1991-11-27 | 1994-10-12 | EGER, Vladimir Sergeevich | Leichtflugzeug |
EP0716978A1 (de) * | 1994-12-16 | 1996-06-19 | Aldo Frediani | Grossraumflugzeug |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
PLETSCHACHER,Peter: Winglets aus deutscher Sicht. In: Flug Revue + flugwelt, H. 7, 1978, S.56-57 * |
Cited By (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001002742A3 (de) * | 1999-07-06 | 2001-07-05 | Rudolf Bannasch | Rotor mit gespaltenem rotorblatt |
US6736600B1 (en) | 1999-07-06 | 2004-05-18 | Rudolf Bannasch | Rotor with a split rotor blade |
WO2003008267A1 (en) * | 2001-07-16 | 2003-01-30 | United Technologies Corporation | Ovate loop tip for rotary-wing blades |
US6578798B1 (en) | 2002-04-08 | 2003-06-17 | Faruk Dizdarevic | Airlifting surface division |
US10589846B2 (en) | 2008-06-20 | 2020-03-17 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US10252793B2 (en) | 2008-06-20 | 2019-04-09 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US10005546B2 (en) | 2008-06-20 | 2018-06-26 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US9381999B2 (en) | 2008-06-20 | 2016-07-05 | C. R. Bard, Inc. | Wing tip with optimum loading |
US9302766B2 (en) | 2008-06-20 | 2016-04-05 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US11851164B2 (en) | 2010-07-14 | 2023-12-26 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
US9193445B2 (en) | 2010-07-14 | 2015-11-24 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
US9033282B2 (en) | 2010-07-14 | 2015-05-19 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
US9199727B2 (en) | 2010-07-14 | 2015-12-01 | Airbus Operations Limited | Wing tip device |
DE102010042584A1 (de) * | 2010-10-18 | 2012-04-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
CN103717490A (zh) * | 2011-06-09 | 2014-04-09 | 航空伙伴股份有限公司 | ***式螺旋形 |
EP2718183A1 (de) * | 2011-06-09 | 2014-04-16 | Aviation Partners, Inc. | Geteiltes spiroid |
EP2718183A4 (de) * | 2011-06-09 | 2015-04-08 | Aviat Partners Inc | Geteiltes spiroid |
US8944386B2 (en) | 2011-06-09 | 2015-02-03 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
CN103717490B (zh) * | 2011-06-09 | 2016-08-17 | 航空伙伴股份有限公司 | 螺旋形机翼末梢以及飞行器 |
US9434470B2 (en) | 2011-06-09 | 2016-09-06 | Aviation Partners, Inc. | Split spiroid |
WO2012171034A1 (en) * | 2011-06-09 | 2012-12-13 | Aviation Partners, Inc. | The split spiroid |
CN106081070A (zh) * | 2011-06-09 | 2016-11-09 | 航空伙伴股份有限公司 | 螺旋形机翼末梢以及飞行器 |
US9580170B2 (en) | 2011-06-09 | 2017-02-28 | Aviation Partners, Inc. | Split spiroid |
US9038963B2 (en) * | 2011-06-09 | 2015-05-26 | Aviation Partners, Inc. | Split spiroid |
EP3369651A1 (de) * | 2011-06-09 | 2018-09-05 | Aviation Partners, Inc. | Geteiltes spiroid |
US10106247B2 (en) | 2011-06-09 | 2018-10-23 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US10787246B2 (en) | 2011-06-09 | 2020-09-29 | Aviation Partners, Inc. | Wing tip with winglet and ventral fin |
US10377472B2 (en) | 2011-06-09 | 2019-08-13 | Aviation Partners, Inc. | Wing tip with winglet and ventral fin |
US20120312929A1 (en) * | 2011-06-09 | 2012-12-13 | Gratzer Louis B | Split Spiroid |
ES2448065A1 (es) * | 2012-09-13 | 2014-03-13 | Fº JAVIER PORRAS VILA | Aletas en brazo de palanca perpendicular para los extremos de las alas de un avión |
US9453516B2 (en) | 2013-04-29 | 2016-09-27 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Blade rotary assembly with aerodynamic outer toroid spoiler for a shrouded propulsion rotary assembly |
US10501170B2 (en) | 2014-04-04 | 2019-12-10 | Airbus Operations Limited | Aircraft wing with a wing tip device and a strut |
CN110667822A (zh) * | 2019-09-30 | 2020-01-10 | 西北工业大学 | 一种可变面积可转动的仿生翼梢小翼 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE10117721B4 (de) | Flügelspitzenverlängerung für einen Flügel | |
DE2149956C3 (de) | Hochauftriebsflügel | |
DE69001082T2 (de) | Profilierter propellerfluegel. | |
DE69432523T2 (de) | Ultraschall flügel mit laminarströmung | |
DE19752369A1 (de) | Schlaufenförmiger Quertriebskörper (Splitwing Loop) | |
DE19931035A1 (de) | Rotor mit gespaltenem Rotorblatt | |
DE2555718B2 (de) | Flugzeug mit zwei übereinander angeordneten, rückwärts gepfeilten Tragflügeln | |
DE2254888A1 (de) | Tragfluegel fuer unterschallgeschwindigkeit | |
DE19926832A1 (de) | Unterschallflugzeug vorzugsweise mit gepfeilten Tragflügeln | |
DE69501114T2 (de) | Tragflügelflächen | |
DE3873053T2 (de) | Mast fuer segelboote. | |
EP0271546A1 (de) | Flugzeug. | |
DE69114863T2 (de) | V-förmige schiffsbodenstruktur. | |
DE69722110T2 (de) | Verbesserungen an Flugzeugen und Hochgeschwindigkeitsfahrzeugen | |
DE19909190A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Reduzieren der Wirbelstärke der Flügelhauptwirbel hinter im Flug befindlichen Flugzeugen | |
DE102010014633A1 (de) | Tragflügel eines Flugzeugs | |
EP0325953A2 (de) | Gleitschirm | |
AT408216B (de) | Flugzeugtragflügel | |
EP0642440B1 (de) | Flügel mit flügelgitter als endabschnitt | |
CH410645A (de) | Flugzeug | |
DE3411425A1 (de) | Faltbare variable hochauftriebs-schlitzfluegel fuer haengegleiter und ultraleichtflugzeuge | |
DE4031525C2 (de) | ||
DE3132959C2 (de) | Flugzeug mit kurzgekoppeltem Entenflügel | |
DE2816026A1 (de) | Windkraftmaschine mit vertikaler achse | |
DE10027938A1 (de) | Flügelprofil mit leistungssteigernder Hinterkante |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OM8 | Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law | ||
8139 | Disposal/non-payment of the annual fee |