CH683982A5

CH683982A5 - Device to increase lift of wing of aircraft

Info

Publication number: CH683982A5
Application number: CH333590A
Authority: CH
Inventors: Frantisek Adamec
Original assignee: Frantisek Adamec
Priority date: 1990-10-18
Filing date: 1990-10-18
Publication date: 1994-06-30

Abstract

An air guidance element (5) stretches over the span of the wing (1) and at least nearly over the length of the landing flap (2) region, and is movable either in or on the wing. During normal flight, the element is integral in the profile of the wing and when landing, it is brought out of the wing profile (3) onto of the region between the profile and the landing flaps.During normal flight the element is arranged in the wing so that it's surface forms part of the wing surface and covers the gap between the wing and the flaps. The element is made up of several synchronously driven segments and it may be mechanically, hydraulically or electromechanically activated.

Description

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CH 683 982 A5 CH 683 982 A5

2 2nd

Beschreibung description

Zur Berechnung des Auftriebes eines Flügels dient die folgende Formel: Y = Ca • q ■ S, The following formula is used to calculate the lift of a wing: Y = Ca • q ■ S,

wobei in which

Y = Auftrieb Y = buoyancy

Ca = Auftriebskoeffizient q = dynamischer Druck S = Flügelfläche. Ca = lift coefficient q = dynamic pressure S = wing area.

Der Auftriebskoeffizient lässt sich aus der bekannten Bernoulli Gleichung The buoyancy coefficient can be derived from the well-known Bernoulli equation

^ 2 ^ 2

2 V + p = const. ableiten. Damit ein Flugzeug fliegen kann, muss zum einen der Auftrieb Y und die Schwerkraft G im Gleichgewicht sein, zum anderen aber auch der Vortrieb X und der Reibungswiderstand, der durch den Wider-standsbeiwert Cw ausgedrückt wird. Der Widerstandsbeiwert Cw lässt sich nach Prandtl aus den Polarkurven entnehmen, die von der Flügelprofilform abhängig sind, und das Verhältnis Widerstandsbeiwertes Cw in Abhängigkeit der Reynold'-schen Zahl Re aufzeigt. Diese Polarkurven werden empirisch ermittelt. Um stabile Verhältnisse zu haben, ist es erforderlich, über die gesamte Profiloberfläche eine laminare Strömung aufrecht zu erhalten. Wie aus der bereits zitierten Bernoulli-Glei-chung hervorgeht, wird die Ablösung der laminaren Grenzschicht durch den Druckanstieg oder die Geschwindigkeitsabnahme hervorgerufen. Die Strömung nach der Ablösung ist viel instabiler als vorher und wird schnell turbulent. Die turbulente Strömung kann sich nach der Ablösung wieder anlegen; man spricht dann von einer Ablöseblase (séparation bubble) nach F.W. Schmitz. 2 V + p = const. deduce. For an aircraft to fly, the lift Y and gravity G must be in balance, but also the propulsion X and the frictional resistance, which is expressed by the drag coefficient Cw. According to Prandtl, the drag coefficient Cw can be taken from the polar curves, which depend on the wing profile shape, and the ratio of drag coefficient Cw as a function of Reynold's number Re is shown. These polar curves are determined empirically. In order to have stable conditions, it is necessary to maintain a laminar flow over the entire profile surface. As can be seen from the Bernoulli equation cited above, the detachment of the laminar boundary layer is caused by the pressure increase or the speed decrease. The flow after detachment is much more unstable than before and quickly becomes turbulent. The turbulent flow can reappear after detachment; one then speaks of a separation bubble according to F.W. Schmitz.

Da die Ablösung der laminaren Grenzschicht von der Geschwindigkeit, der Flügelprofilform und der Flügelfläche abhängt, muss immer ein Kompromiss gefunden werden, bezüglich Geschwindigkeit und Flügelfläche. Die minimale Flügelfläche ergibt sich aus der minimalen Geschwindigkeit, der Landegeschwindigkeit. Diese kann nicht beliebig heraufgesetzt werden. Bei kleiner Flügelfläche muss die Landegeschwindigkeit hoch sein oder bei kleiner Landegeschwindigkeit die Flügelfläche gross. Ist die Flügelfläche jedoch gross, so ist der Reibungswiderstand bei normaler Fluggeschwindigkeit eben auch gross. Dies geht auch aus der Formel von Schukovskij-Tschapligin hervor, mit der die Zirkulation als Integral über die gesamte Spannweite ermittelt wird. Weil der Widerstand der Flügel 80% gesamten Flugzeugwiderstandes bildet, wäre es somit wünschenswert, die Flügelfläche zu verringern, um dadurch Einsparungen beim Treibstoffverbrauch zu erreichen. Since the detachment of the laminar boundary layer depends on the speed, the wing profile shape and the wing area, a compromise must always be found regarding the speed and wing area. The minimum wing area results from the minimum speed, the landing speed. This cannot be increased arbitrarily. The landing speed must be high if the wing area is small or the wing area is large if the landing speed is low. However, if the wing area is large, then the frictional resistance at normal airspeed is also large. This is also evident from Schukovskij-Tschapligin's formula, which determines the circulation as an integral over the entire range. Because the resistance of the wings constitutes 80% of the total aircraft resistance, it would be desirable to reduce the wing area in order to achieve savings in fuel consumption.

Diese Aufgabe haben sich schon andere Flugzeugkonstrukteure gestellt. Eine Lösung zeigt beispielsweise die DE-B 1 049 241 (United Aircraft Corporation). Hier sind ausfahrbare, zusätzliche «Flügel», sogenannte Trimmflächen gezeigt, die während des Langsamfluges ausgefahren und beim Other aircraft designers have already tackled this task. DE-B 1 049 241 (United Aircraft Corporation) shows a solution, for example. Extendable, additional "wings" are shown here, so-called trim areas, which are extended during slow flight and during

Normalflug eingefahren werden. Hier wird somit die sonst beim Flugzeug konstante Grösse, nämlich die Flügelfläche verändert. Die Lösung hat sich nur im militärischen Bereich durchgesetzt und ist in der zivilen Luftfahrt wohl kaum realisierbar. Normal flight. Here, the size that is otherwise constant in the aircraft, namely the wing area, is changed. The solution has only prevailed in the military area and is hardly feasible in civil aviation.

Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine Vorrichtung zu schaffen mittels, der der Auftrieb an einem Flügelprofil eines Flugzeuges bei niedriger Fluggeschwindigkeit erhöht wird. It is therefore the object of the present invention to provide a device by means of which the lift on a wing profile of an aircraft is increased at low airspeed.

Diese Aufgabe löst eine erfindungsgemässe Vorrichtung, mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruches 1. This object is achieved by a device according to the invention, with the characterizing features of patent claim 1.

Hierbei wird unter Ausnutzung der Theorie vom Schukovskij-Tschapligin mittels dem Luftleitelement Energie in die Grenzschicht im Bereich zwischen dem Flügelprofilende und der Landeklappe gegeben, wodurch die Strömung um die ausgezogene Landeklappe weiterhin gehalten wird. Folglich kann es zur einer Erhöhung des Auftriebskoeffizienten Ca kommen. Using the theory of Schukovskij-Tschapligin, energy is given into the boundary layer in the area between the wing profile end and the flap by means of the air-guiding element, whereby the flow around the extended flap is still maintained. As a result, the lift coefficient Ca may increase.

Prinzipiell kann das Luftleitelement im Normalflug vollständig im Flügel eingefahren werden. Eine bevorzugte Ausführung sieht jedoch vor, das Luftleitelement im Normalflug, wie im Anspruch 3 beschrieben anzuordnen. Dies ist mechanisch mit geringem Aufwand realisierbar und ermöglicht es, das Luftleitelement ohne unbestimmbare Verhältnisse zu schaffen, sogleich in die wirksame Lage zu fahren. In principle, the air guide element can be completely retracted in the wing during normal flight. A preferred embodiment, however, provides for the air guiding element to be arranged in normal flight, as described in claim 3. This can be achieved mechanically with little effort and enables the air guiding element to be moved into the effective position without undetermined conditions.

Ist das Luftleitelement in seiner Endstellung und ist es hier in eine mindestens annähernd senkrecht zum Flügelprofil stehenden Position bringbar, so kann es zusätzlich als Spoiler dienen. If the air guiding element is in its end position and can be brought into an at least approximately perpendicular position to the airfoil, it can also serve as a spoiler.

Die Steuerung des Luftleitelementes lässt sich sowohl nach Massgabe einer Ausstellwinkelüberwachung (a-probe) als auch zusätzlich nach Massgabe einer Touch-Down-Vorrichtung steuern. The control of the air guiding element can be controlled both in accordance with an opening angle monitoring (a-probe) and additionally in accordance with a touch-down device.

Selbstverständlich kann das Luftleitelement aus Gründen der Stabilität aus mehreren synchron betriebenen Segmenten bestehen. Of course, the air guide element can consist of several synchronously operated segments for reasons of stability.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes vereinfacht dargestellt unter Weglassung der mit konventionellen Mittein realisierbaren Mechanik und Antrieb. In the drawing, an embodiment of the subject matter of the invention is shown in a simplified manner, omitting the mechanics and drive that can be implemented with conventional means.

Es zeigt: It shows:

Fig. 1 einen Teilschnitt durch ein Flügelprofil im Bereich der Landeklappe im Normalflug und Fig. 1 shows a partial section through a wing profile in the area of the flap in normal flight and

Fig. 2 ein Landeflug mit ausgefahrener Landeklappe; 2 shows a landing flight with the landing flap extended;

Fig. 3 dieselbe Ansicht, wie nach den Fig. 1 und 2 nach dem Touch-Down des Flugzeuges; 3 shows the same view as in FIGS. 1 and 2 after the touch-down of the aircraft;

Fig. 4 stellt vereinfacht eine Aussicht auf ein Flugzeug dar, zur Veranschaulichung der Anordnung der erfindungsgemässen Luftleitelemente und FIG. 4 shows a simplified view of an aircraft, to illustrate the arrangement of the air guiding elements and

Fig. 5 zeigt im Schema der Steuerung des Luft-ieitelementes nach Massgabe eine Ausstellwinkelüberwachung und Fig. 5 shows in the scheme of the control of the air element according to a flap angle monitoring and

Fig. 6 nach Massgabe einer Touch-Down-Wahr-nehmungsvorrichtung. Fig. 6 in accordance with a touch-down perception device.

Für die vorliegende Erfindung ist lediglich der Bereich am Flügelende von Interesse. Daher ist der Flügel 1 nur im Teilschnitt sichtbar. Direkt am Flügel 1 anschliessend ist die Landeklappe 2 darge5 Only the area at the wing end is of interest for the present invention. The wing 1 is therefore only visible in partial section. Next to wing 1 is the landing flap 2 darge5

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stellt. Flügel 1 und Landeklappe 2 bilden zusammen das aerodynamisch wesentliche Flügelprofil 3, welches strichliniert eingezeichnet ist. Die Strömungslinien 4, die den Verlauf der laminaren Strömung angeben, zeigen beim Flügelprofil 3 in der Lage nach Fig. 1 keinerlei Besonderheit auf. Die Fig. 1 zeigt die Situation beim Normalflug, das heisst bei üblicher Reisegeschwindigkeit. In dieser Situation befindet sich das erfindungsgemässe Luftleitelement 5 innerhalb des Bereiches des Flügelprofiles 3. Dies kann auf verschiedene Arten realisiert werden. So Hesse sich das Luftleitelement innerhalb des Flügels 1 unterbringen und mit einer wegfahrbaren Klappe freilegen und ausfahren, beziehungsweise einfahren und abdecken. Die hier symbolisch dargestellte Variante jedoch sieht vor, das Luftleitelement im Normalflug so anzuordnen, dass es mit seiner Oberfläche einen Teil der Flügeloberfläche bildet und somit innerhalb des Flügelprofiles liegt. Dabei deckt das Luftleitelement 5 den Spalt 6 zwischen dem Flügelende 1 und der Landeklappe 2 ab. Dies hat den Vorteil, dass sowohl keine zusätzliche Mittel zur Abdeckung und deren Betätigung erforderlich sind, als auch den Vorteil, dass das Luftleitelement 5 sogleich in die korrekte, wirksame Lage gelangt. Rein mechanisch betrachtet, könnte sogar das Luftleitelement 5 direkt mit der Betätigung der Landeklappe gekoppelt sein. Beim Landeanflug werden die Landeklappen ausgefahren. Hierbei schwenken sie nach unten und fahren gleichzeitig vom Flügelende weg. Folglich reduziert sich die Geschwindigkeit und es entsteht die Gefahr, dass die laminare Luftströmung sich von der Flügeloberfläche ablöst. Um dies zu verhindern, muss normalerweise der Pilot zusätzlichen Schub geben und die Geschwindigkeit erhöhen. Bei der erfindungsgemässen Lösung fährt nun das Luftleitelement in den Bereich oberhalb des Spaltes 6 und führt dadurch eine Verdichtung herbei, die die laminare Strömung aufrecht erhält. Die laminare Strömung legt sich bis zum Flügelende dem Flügel 1 an und umströmt dann ebenfalls laminar die Landeklappe 2 (Fig. 2). poses. Wing 1 and flap 2 together form the aerodynamically essential wing profile 3, which is shown in broken lines. The flow lines 4, which indicate the course of the laminar flow, show no particular feature in the wing profile 3 in the position according to FIG. 1. Fig. 1 shows the situation during normal flight, that is, at the usual cruising speed. In this situation, the air guiding element 5 according to the invention is located within the area of the wing profile 3. This can be implemented in various ways. So Hesse accommodate the air guiding element within the wing 1 and expose and extend, or retract and cover, with a removable flap. The variant shown here symbolically, however, provides for the air guide element to be arranged in normal flight in such a way that its surface forms part of the wing surface and thus lies within the wing profile. The air guide element 5 covers the gap 6 between the wing end 1 and the flap 2. This has the advantage that no additional means for covering and actuating them are required, and also the advantage that the air guide element 5 immediately arrives in the correct, effective position. From a purely mechanical point of view, even the air guiding element 5 could be directly coupled to the actuation of the landing flap. The flaps are extended during the approach. Here they swivel down and at the same time move away from the wing end. As a result, the speed is reduced and there is a risk that the laminar air flow detaches from the wing surface. To prevent this, the pilot usually needs to give extra thrust and increase speed. In the solution according to the invention, the air guiding element now moves into the area above the gap 6 and thereby brings about a compression which maintains the laminar flow. The laminar flow lies against the wing 1 up to the wing end and then also flows around the landing flap 2 in a laminar manner (FIG. 2).

Die Steuerung des Luftleitelement 5 könnte prinzipiell vom Piloten manuell betätigt werden. Es wäre aber, wie bereits erwähnt, auch möglich, dessen Betätigung mit der Betätigung der Landeklappen zu koppeln. Das Luftleitelement lässt sich mit Landeklappen aller Bauarten kombinieren, insbesondere eignet es sich auch für die Verwendung mit Fowler-Klappen. The control of the air guiding element 5 could in principle be operated manually by the pilot. However, as already mentioned, it would also be possible to couple its actuation with the actuation of the flaps. The air control element can be combined with flaps of all types, in particular it is also suitable for use with Fowler flaps.

Die Steuerung des Luftleitelementes 5 kann aber auch mit der Austellwinkelüberwachung (a-probe) gekoppelt werden. Diese Steuerung ist in Fig. 5 symbolisiert. Die Messdaten der Ausstellwinkelüberwachung werden an eine Kontrolleinheit (Flight Augmetion Computer) geleitet, die nach Massgabe eines Rechners den Antrieb steuert, der das Luftleitelement entsprechend so positioniert, dass die gewünschten dynamischen Luftdruckverhältnisse erreicht werden. The control of the air guiding element 5 can, however, also be coupled with the flare angle monitoring (a-probe). This control is symbolized in Fig. 5. The measurement data of the opening angle monitoring are sent to a control unit (Flight Augmetion Computer), which controls the drive according to a computer, which positions the air guiding element accordingly so that the desired dynamic air pressure conditions are achieved.

Hat das Flugzeug einmal den Boden berührt, so ist die laminare Strömung nicht mehr erwünscht, sondern vielmehr muss nun der Auftrieb vernichtet werden. Hierzu kann das Luftleitelement zusätzlich als Spoiler dienen, wie dies in der Fig. 3 gezeigt ist. Das Luftleitelement 5 muss zu diesem Zweck lediglich in eine zum Flügelprofil 3 etwa vertikale Lage geschwenkt werden. Dadurch wird der Luftstrom über den Flügel gebremst, die laminare Strömung reisst ab und eine turbulente Strömung entsteht, die jedoch sich nicht mehr an den Flügel anlegt. Folglich ist der Auftrieb vernichtet. Once the aircraft has touched the ground, the laminar flow is no longer desirable, but rather the lift has to be destroyed. For this purpose, the air guiding element can additionally serve as a spoiler, as is shown in FIG. 3. For this purpose, the air guide element 5 only has to be pivoted into an approximately vertical position with respect to the airfoil 3. As a result, the air flow over the wing is slowed down, the laminar flow breaks off and a turbulent flow arises, which however no longer abuts the wing. As a result, the buoyancy is destroyed.

Auch dies könnte wiederum vom Piloten manuell ausgelöst werden. Da aber moderne Flugzeuge ohnehin mit einer Touch-Down-Wahrnehmungsvorrich-tung, die mit dem Fahrgestell des Flugzeuges verbunden ist, ausgerüstet ist, wird man vorzugsweise diese Vorrichtung zur Auslösung benutzen, wie dies in der Fig. 6 symbolisch gezeigt ist. This could also be triggered manually by the pilot. However, since modern aircraft are anyway equipped with a touch-down perception device which is connected to the chassis of the aircraft, this device is preferably used for triggering, as is symbolically shown in FIG. 6.

Die Luftleitelemente 5 können in mehrere Segmente unterteilt werden, gleich wie die Landeklappen 2. Vorzugsweise sollten sich die Luftleitelemente mindestens soweit über die gesamte Spannweite der Flügel erstrecken, wie dies die Landeklappen tun. The air guide elements 5 can be divided into several segments, just like the flaps 2. Preferably, the air guide elements should extend at least as far over the entire span of the wings as the flaps do.

Welche Form der Steuerung der Luftleitelemente man jeweils anwenden wird, dürfte stark vom Flugzeugtyp abhängig sein. In der zivilen Luftfahrt wird man jedoch mit grosser Wahrscheinlichkeit die Steuerung derselben wohl kaum dem Piloten überantworten. Which form of control of the air guiding elements will be used in each case is strongly dependent on the type of aircraft. In civil aviation, however, it is unlikely that the pilot will be responsible for controlling it.

Der grosse Fortschritt der Erfindung ist vor allem darin zu sehen, dass bei gleicher Landegeschwindigkeit, wie heute üblich, eine Flugzeug mit einer erheblich geringeren Flügelfläche auskommen kann. Wodurch eine enorme Treibstoffeinsparung erzielt werden kann. The great progress of the invention can be seen above all in the fact that, at the same landing speed as is customary today, an aircraft can manage with a considerably smaller wing area. What an enormous fuel saving can be achieved.

Claims

1. Device for increasing the buoyancy on a wing of an aircraft with landing flaps arranged thereon, characterized in that an air guiding element extending over the span of the wing at least approximately over the length of the area of the landing flaps, which is arranged during or Normal flight is integrated in the profile of the wing and can be brought out above the area between the wing profile and the flaps by means of drive means during the landing approach.

2. Device according to claim 1, characterized in that the air guide element is completely retracted in the wing during normal flight.

3. Device according to claim 1, characterized in that the air guide element is arranged in normal flight so that it forms part of the wing surface with its surface and covers the gap between the wing and the flap.

4. The device according to claim 1, characterized in that the air guide element can be actuated mechanically, hydraulically or electromechanically.

5. The device according to claim 1, characterized in that the Luftleiteiement is pivotally slidably guided.

6. The device according to claim 1, characterized in that the Luftleiteiement in its end position in an at least approximately-

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position to the wing profile can be brought right.

7. The device according to claim 1, characterized in that the drive means of the air guide element are controlled in accordance with a distribution angle monitoring.

8. The device according to claim 6, characterized in that the drive means of the air guiding element are controlled in accordance with a touch-down perception device.

9. The device according to claim 1, characterized in that the air guide element consists of several synchronously operated segments.

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