用于减小飞机的尾涡的翼尖延长部
技术领域
本发明涉及一种用于减小飞机的尾涡的翼尖延长部。此外，本发明还涉及一种用于减小飞机的尾涡的飞机的机翼。
背景技术
在每个具有产生升力的翼剖面的飞机中由于物理规律的原因出现尾涡。用于在机翼上产生升力的物理机理在于，在飞行中气流沿着机翼下侧比沿着机翼上侧经受更小的加速。这导致在机翼的下侧上的压力相对于机翼的上侧更大。由于所述原因环绕机翼流动的空气用于建立机翼的下侧和上侧之间的压力平衡。由此导致翼尖的环流，在该环流中气流由于压力差而绕翼尖转向。因此，在机翼上侧产生远离翼尖的速度分量，与此同时在机翼下侧产生在翼展方向上朝翼尖的速度分量。翼尖的所述环流导致空气的环形运动，该环形运动由于重叠地流入而造成涡流，该涡流以尾流的方式在飞机后面扩展。在更大的飞机中，这种涡流如此显著使得飞入涡流中的较小飞机存在严重的坠落危险。涡流通常具有非常高的稳定性并且能够在其产生后的一段时间还存在。在此，涡流强度此外与飞机的大小和重量有关并且导致在起飞的和着陆的飞机之间规定最小距离(“间隔”)。涡流强度越小，飞机的间隔越小。增加飞机乘客数量的趋势且因此持续增大的飞机使得理论上产生更大的尾涡并且导致增大的间隔距离。然而，所述增大的间隔距离与期望增加容纳乘客数量相矛盾，使得必须提供减小尾涡强度的可能性。
在现有技术中已知能够减小尾涡的装置和系统。例如在DE 10 2005017825 A1中描述了以下内容，即设在机翼的外端上的构件通过周期性的偏转运动阻碍了空气在外部机翼的区域中的卷绕过程并且由此减小了边缘涡流而且因此还减小了产生的尾涡。这种系统的缺点是涉及一种主动式系统，该系统为相对复杂的、成本高的且很难维护的并且此外产生振动载荷，该振动载荷能够导致翼尖上的疲劳断裂。
由DE 199 09 190 C2已知另一个系统，其中在飞机的每个机翼上设置至少一个涡流发生器。涡流发生器产生干扰涡流，该干扰涡流的旋转方向与在机翼上产生的边缘涡流相反，由此该边缘涡流变得不稳定并且在飞机后面消散。所述系统的缺点在于，所述附加的干扰涡流仅能够在内部的和外部的着陆襟翼的特殊形态的情况下可靠地以足够的量产生并且此外产生更高的阻力。这尤其是以下情形，即--如还在上述的印刷出版物中所介绍的--设置在机翼上侧的垂直尾翼用于持续产生干扰涡流。
发明内容
本发明的目的是减少或者完全消除上述缺点。本发明的目的尤其是提供一种简单且在理想情况下为被动的系统，该系统有利于加速涡流衰减并且因此显著减少在飞机起飞和着陆时位于飞机后面的尾涡。
本发明通过带有前缘和后缘的翼尖延长部--如权利要求1中所限定--实现所述目的，该翼尖延长部设置在机翼的后端上，其中前缘至少部分基本上为直的，前缘的直的部分的前缘后掠角大于机翼的前缘后掠角，并且翼尖延长部的局部深度在用于与机翼连接的连接区域和翼尖延长部的外端之间逐渐减小。所述翼尖延长部利用出现在三角翼中的涡流破裂的现象。在三角翼中已知的是，尤其是在大迎角的情况下由三角翼产生的边缘涡流越来越不稳定并且“破裂”。根据机翼的构造、迎角和速度，所谓的“涡流破裂区域”从机翼后面的位置转移到机翼范围内并且能够尤其是受到机翼前缘的后掠的影响。具有较小的前缘后掠(例如45°)的三角翼与更大的前缘后掠(例如70°)相比较将涡流破裂的开始转移至更小的迎角。如果翼尖调整为使得该翼尖具有合适的前缘后掠，可以有利地影响边缘涡流衰减。在此，翼尖延长部的前缘不必为精确直的，而是还能够仅为部分直的。这导致不同的可替代的前缘形状，如在双三角翼中或者带有边条的机翼中前缘形状具有弯折或者类似于如在协和式飞机的翼剖面中为弯曲的。在此，在翼尖上的翼尖延长部的外形调节为，使得在对于起飞和着陆常见的迎角的情况下实现涡流在前缘和后缘之间的区域中或者仅略微进一步沿顺流向下破裂。因此，破裂的涡轮中心如此影响产生的翼缘涡流使得从此整个边缘涡流明显比在传统的翼尖中更快衰减。
另外的有利的实施形式由从属权利要求得出。
此外，该目的通过一种用于减小飞机的尾涡的机翼实现，该机翼具有上述的设在机翼的外端上的翼尖延长部。
最后，该目的还通过一种具有按照上述特征的机翼的飞机实现，同样通过使用根据第一主权利要求及其从属权利要求的翼尖延长部实现。
附图说明
接下来根据附图详细叙述本发明。在附图中同样的对象通过同样的附图标记标出。其示出：
图1示出具有翼尖延长部的第一实施例的机翼部分的示意图；
图2示出具有翼尖延长部的第二实施例的机翼部分的示意图；
图3示出具有翼尖延长部的第三实施例的机翼部分的示意图；以及
图4示出具有根据本发明的翼尖延长部的另一个变型方案的示意图。
具体实施方式
图1示出根据本发明的翼尖延长部的一般构造。示出了具有前缘4、后缘6和外面的机翼端部8的机翼部分2。翼尖延长部10设在所述外面的机翼端部8上并且例如通过合适的连接方法--如铆接、焊接、粘接、螺接、层压等--与所述外面的机翼端部8相连接。为此，翼尖延长部10具有连接区域12。
根据本发明的翼尖延长部10同样具有前缘14和后缘16。前缘14相对于机翼的前缘4明显更加急剧后掠，使得在翼尖延长部10和机翼2之间的连接位置上在前缘4和14上产生更明显的弯折。图1中标为![]()
的角度表示根据本发明的翼尖延长部10的前缘后掠角。![]()
表示机翼2的前缘后掠角。在常见的具有在超音速的范围内的巡航速度的民航客机中![]()
通常为约25至30°。翼尖延长部10的前缘后掠角![]()
在图1中为约60°。
由于翼尖延长部10的急剧后掠，在起飞阶段和着陆阶段出现的飞机的迎角情况下，设置三角翼固有的涡流破裂区域，使得翼缘涡流的中心在翼尖的后面破裂并且因此变得不稳定，使得翼缘涡流相比较而言快速消散并且相应地造成明显更小的尾涡。
依据特殊的空气动力和其它的边界条件的大小，能够选择小于或者大于图1中所示的角度的前缘后掠角![]()
在此，要注意的设计点分别为在起飞和/或着陆时待调节的迎角，使得在所述角度的情况下三角翼效应完全发挥作用。尤其是可以考虑处于从40°至75°的范围内的角度。
在图1的实施例中，根据本发明的翼尖延长部10的后缘16平行于机翼2的后缘6延伸。由此，由机翼和翼尖延长部组成的布置结构的整个后缘是一致的，因为没有必要相对于三角翼效应来特别地构造翼尖延长部的后缘。
与此相比，图2示出根据本发明的翼尖延长部10的实施例，其中后缘16相对于机翼2的后缘6更加急剧后掠，使得在两个后缘6和16的过渡区域中也出现了弯折。图1和图2的视图的内在共同性是，前缘14和后缘16在翼尖延长部10的最外端18上彼此相交，使得设在机翼2上的翼尖延长部10的外端具有尖端。
在图3中示出根据本发明的翼尖延长部10的另一个实施例，其中翼尖延长部10的外端18没有尖端，而是具有基本上平行于飞机纵轴线延伸的边缘20。相应地，后缘16和前缘14始终彼此相间隔。如果翼尖延长部的后缘16和机翼2的后缘6以彼此相互平行的方式延伸并且后掠角![]()
相对较小，翼尖延长部10不需要必须在飞机的横向延伸以便如在前两个实施例中形成尖端。
为了提高三角翼效应此外能够提出，所有示出的翼尖延长部10正向地翘曲。这意味着，翼尖延长部10的局部轮廓22的各个迎角--如在图4中示意性地示出--相对于外端18增大。如果空气动力的、结构的或者视觉的原因使得更大的迎角是必要的，由此能够在机翼2和翼尖延长部10之间建立特别平稳的过渡。同时通过翘曲可以实现更大的后掠角![]()
通过该后掠角![]()
尤其是能够改进在超音速的气流的情况下的翼尖延长部10的阻力特性。此时表明，翼尖延长部10的轮廓22绝对不具有带有倒圆的叶片前缘的传统翼型形状。为了利用三角翼效应以下是足够的，即使用平的板状的轮廓或者以逐渐变尖的方式构造叶片前缘，使得产生可靠的涡轮破裂区域。
所示出的根据本发明的翼尖延长部10的实施例没有阐述为限制本发明。通过权利要求的主题确定本发明。尤其是，本发明没有局限于机翼或者翼尖延长部的某一后掠角，而是能够考虑处于约40°和75°之间的所有后掠角，该后掠角由专业人员在考虑空气动力的关系、飞机的大小和飞行速度的情况下进行选择。
此外，应该指出，“包括”并不排除其它的元件或者步骤并且“一个”并不排除多个。此外表明，参照上述的实施例的一个所描述的特征或者步骤还能够以与另外的上述实施例的其它特征或者步骤相结合的方式来应用。权利要求中的附图标记不视为限制。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于飞机的机翼(2)的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)用于减小尾涡，其具有：
-部分为直的前缘(14)以及
-后缘(16)，
所述后缘(16)固定地设置在机翼(2)的连接区域(12)上，
其中所述前缘(14)的直的部分具有前缘后掠角，所述前缘后掠角大于所述机翼(2)的前缘后掠角，
其中所述翼尖延长部(10)在所述连接区域(12)中的局部深度相当于所述机翼(2)在所述连接区域(12)中的局部深度，以及
其中所述翼尖延长部(10)的局部深度在用于与所述机翼(2)连接的所述连接区域(12)和所述翼尖延长部(10)的相反端部之间逐渐减小。
2.根据权利要求1所述的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)的后缘(16)基本上为直的。
3.根据权利要求1或者2所述的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)的后缘(16)基本上平行于所述机翼(2)的后缘(6)延伸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)的前缘(14)和后缘(16)相交，使得所述翼尖延伸部(10)的外端形成尖端(18)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)的前缘(14)和后缘(16)在所述翼尖延长部(10)的外端上彼此相互间隔。
6.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，其中所述后缘(16)具有后缘后掠角，所述后缘后掠角大于所述机翼(2)的后缘后掠角。
7.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，所述翼尖延长部(10)具有正向的翘曲，使得所述翼尖延长部(10)的局部迎角向外增大。
8.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，其中所述前缘后掠角处于从40°至75°的范围内。
9.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，其中所述前缘后掠角基本上为60°。
10.根据权利要求1至8中任一项所述的翼尖延长部(10)，其中所述前缘后掠角基本上为70°。
11.根据前述权利要求中任一项所述的翼尖延长部(10)，其中所述横截面轮廓(22)基本上为平的或者至少在所述前缘(14)上逐渐变尖。
12.一种飞机的机翼(2)，所述机翼设计成用于减小所述飞机的尾涡，具有根据权利要求1至11中任一项所述的设在所述机翼(2)的连接区域(12)上的翼尖延长部(10)。
13.一种飞机，所述飞机具有根据权利要求12所述的机翼(2)。
14.根据权利要求1至11中任一项所述的翼尖延长部(10)的应用，用于减小飞机的尾涡。