[发明专利]用于减小飞机的尾涡的翼尖延长部

说明书

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；