Ist ein Winglet besser als eine Verlängerung mit gleicher Spannweite?

Hier ist, was Sie meiner Meinung nach brauchen, um zu Ihrem eigenen Schluss zu kommen. Zuerst werde ich einen sehr allgemeinen Überblick über die Erzeugung von Auftrieb geben, und dann werde ich drei Flügel betrachten:

1. Ein unveränderter Flügel
2. Dieser Flügel plus ein Winglet
3. Dieser Flügel plus das Winglet, aber dieses Mal nach unten in die Ebene des Flügels gefaltet.

Für jeden werde ich die Auftriebs- und Biegemomentverteilung aufzeichnen. Ich gehe von einer elliptischen Zirkulation aus, wohl wissend, dass dies nicht das ist, was die meisten Flugzeuge verwenden. Aber ich muss eine Verteilung auswählen, um alle drei Fälle vergleichbar zu machen, und die elliptische macht die Sache einfacher. Die Schlussfolgerungen können für andere Verteilungen verallgemeinert werden.

Dies wird ein langer Beitrag (du solltest mich inzwischen kennen), also danke an alle, die das alles durchgehalten haben.

Auftriebserzeugung und induzierter Widerstand

Dieses Thema wurde schon früher behandelt , und ich erwähne es noch einmal, um einen sehr einfachen und eleganten Weg zu zeigen, den induzierten Widerstand zu erklären, der keine Wirbel benötigt. Ich möchte den Mythos zerstreuen, dass induzierter Luftwiderstand durch Luft verursacht wird, die um die Flügelspitze strömt, und Winglets können diese Strömung irgendwie magisch unterdrücken.

Stellen Sie sich einen Flügel mit elliptischer Zirkulation über der Spannweite vor (stellen Sie sich die Zirkulation als das Produkt des lokalen Auftriebskoeffizienten vor$c_l$und lokaler Akkord; es ist im Grunde der Auftrieb pro Inkrement in Spannweitenrichtung). Der Flügel biegt die Luft, durch die er strömt, leicht nach unten und erzeugt eine entgegengesetzte Aufwärtskraft, nämlich Auftrieb (zweites Newtonsches Gesetz). Ich wähle eine elliptische Verteilung, weil dann der Abwind über die Spannweite konstant ist, was die folgenden Berechnungen erleichtert.

Die hinter dem Flügel austretende Luftschicht sieht trogförmig aus und bewegt sich nach unten, wodurch andere Luft unten aus dem Weg gedrückt wird und oben Luft nach innen strömen und das frei gewordene Volumen auffüllen kann. So entsteht der freie Wirbel, an dem die um die Flügelenden strömende Luft nur einen geringen Anteil hat.

Der induzierte Luftwiderstand ist die Folge davon, dass der Flügel den Luftstrom nach unten biegt. Nehmen wir der Einfachheit halber an, dass der Flügel nur mit der Dichte auf die Luft einwirkt$\rho$mit der Geschwindigkeit fließen$v$durch einen Kreis mit einem Durchmesser gleich der Spannweite$b$des Flügels. Wenn wir uns nur dieses Stromrohr ansehen, ist der Massenstrom

Aufzug$L$ist dann die Impulsänderung, die durch den Flügel verursacht wird. Mit der abwärts gerichteten Luftgeschwindigkeit$v_z$vom Flügel vermittelt, ist der Auftrieb:

$S$ist die Flügelfläche und$c_L$der Gesamtauftriebsbeiwert. Wenn wir jetzt nach der vertikalen Luftgeschwindigkeit auflösen, erhalten wir

Die Ablenkung erfolgt allmählich entlang der Flügelsehne, sodass der mittlere lokale Strömungswinkel entlang der Sehne gerade ist$\alpha_w / 2$. Der Auftrieb wirkt senkrecht zu dieser lokalen Strömung, wird also nach hinten gekippt$\alpha_w / 2$. In Koeffizienten ist der Auftrieb$c_L$, und die Rückwärtskomponente ist$\alpha_w / 2 \cdot c_L$. Nennen wir diese Komponente$c_{Di}$:

Für klein$\alpha_w$s kann der arcus tangens vernachlässigt werden, und wir erhalten diese vertraut aussehende Gleichung für die rückwärts gerichtete Komponente der Reaktionskraft:

Wenn die Zirkulation über die Spannweite eine elliptische Verteilung hat, ist die lokale Zirkulationsänderung multipliziert mit der lokalen Zirkulationsmenge konstant und der induzierte Widerstand konstant$c_{Di}$ist auf seinem Minimum. Wenn dies anders wäre, ein höheres Lokal$v_z$verursacht eine quadratische Erhöhung des lokal induzierten Widerstands, sodass der gesamte Flügel seinen Auftrieb weniger effizient erzeugt.

Jetzt wissen wir, dass wir den induzierten Widerstand berechnen können, und wir verstehen, warum sich die Wirbelschicht hinter dem Flügel aufrollt und zwei gegenläufige Wirbel erzeugt, ohne auf die Details der Flügelspitze zu achten. Was zählt, ist, dass der Flügel eine endliche Spannweite hat, also hat das Stromrohr, das durch den Flügel beeinflusst wird, auch einen endlichen Durchmesser. Natürlich gibt es in Wirklichkeit keine klare Grenze zwischen Luft, die durch den Flügel beeinflusst wird, und anderer Luft, die dies nicht tut. Je weiter man sich vom Flügel entfernt, desto diffuser wird der Übergang.

Vergleich der Flügelspitzen

Zuerst die Geometrien: Hier drei Wingtips in Drauf- und Frontansicht zum Vergleich:

Betrachten wir nun die Zirkulationsverteilung der einfachen Flügelspitze:

Auch hier wähle ich der Einfachheit halber die elliptische Verteilung. Das zugehörige Biegemoment sieht so aus:

Bisher keine Überraschungen. Jetzt fügen wir ein Winglet hinzu und sorgen dafür, dass es so gut wie möglich funktioniert. Das bedeutet, dass wir ihm einen Anstellwinkel geben müssen, bei dem er die Zirkulation vom Flügel auf das Winglet überträgt und die elliptische Verjüngung der Zirkulation bis auf 0 an der Spitze vervollständigt:

Die grau gestrichelte Linie ist die Zirkulation des ursprünglichen Flügels. Die Zirkulation habe ich so eingestellt, dass beide Flügel den gleichen Auftrieb erzeugen.$b_{WL}$ist die Spannweite an der Winglet-Spitze, und für das Diagramm des Biegemoments habe ich die Koordinate in Spannweitenrichtung auf der y-Achse nach unten gefaltet:

Jetzt beginnt das Biegemoment an der Flügelspitze mit einem Wert ungleich Null. Da die seitliche Kraft des Winglets parallel zum Flügelholm ist, ist dieser Biegemomentbeitrag über die Spannweite konstant. Aber es gibt noch mehr: Jetzt ist auch die Zirkulation am alten Flügelspitzenstandort ungleich Null, und wir bekommen eine beträchtliche Auftriebssteigerung an den äußeren Flügelstationen. Dieser Effekt bewirkt den zusätzlichen Auftrieb und das bessere Querruderverhalten, das Winglets ermöglichen. Es erhöht aber auch das Wurzelbiegemoment, weil dieser zusätzliche Auftrieb mit dem Hebelarm des Außenflügels wirkt.

Wie können wir den induzierten Widerstand des Flügels mit Winglets mit dem ursprünglichen Flügel vergleichen? Das Zirkulationsgefälle ist geringer, das hilft. Auch der Durchmesser dieses Stromrohrs ist größer, aber es ist schwer zu sagen, um wie viel. Die seitliche Kraft auf das Winglet wird erzeugt, indem das Wirbelblatt hinter dem Winglet seitlich nach außen gedrückt wird, sodass der muldenförmige Bereich breiter werden sollte. Empirische Beweise deuten auf eine Zunahme des Durchmessers von 45 % der Winglet-Spannweite hin (siehe Kapitel 6 für eine Diskussion mehrerer Artikel zu diesem Thema).

Nehmen wir einfach mal an, dass der Durchmesser tatsächlich mit der Spannweite des Winglets zunimmt. Dann vergleichen wir das mal mit der geraden Flügelverlängerung, wo man mit viel größerer Sicherheit vom gleichen Durchmesser ausgehen kann:

Jetzt wirkt auch der Auftrieb am heruntergeklappten Winglet nach oben, wodurch die Zirkulation in der Flügelmitte noch weiter reduziert werden kann. Allerdings addiert er nun einen linear ansteigenden Anteil zum Biegemoment und der Flügelaußenteil erzeugt mehr Auftrieb, wie zuvor beim Flügel mit Winglet:

Hier ist das Fußbiegemoment höher als im Winglet-Fall. Dies ist ein zweiter Vorteil von Winglets: Sie ermöglichen eine Erhöhung des maximalen Auftriebs bei geringerem Biegemomentanstieg als bei einer Flügelverlängerung. Aber die Flügelverlängerung setzt alle Teile auf die Erzeugung von Auftrieb und nicht einige auf die nutzlose Erzeugung von Seitenkraft. Sowohl der verlängerte als auch der Winglet-Flügel haben die gleiche Oberflächenreibung und (wenn wir den gleichen Durchmesser des hypothetischen Stromrohrs annehmen) den gleichen induzierten Widerstand. Da das Winglet jedoch eine gewisse Seitenkraft erzeugt, muss der verbleibende Flügel mit einem höheren Auftriebskoeffizienten fliegen. Außerdem sollte der Schnittpunkt von Flügel und Winglet möglichst gut abgerundet sein, hier beginnt die frühe Trennung bei höheren Anstellwinkeln. Nichts davon wirkt sich auf die gerade Flügelverlängerung aus.

Die meisten Beweise zeigen, dass Winglets das L/D gegenüber dem ursprünglichen Flügel verbessern, aber das Herunterklappen des Winglets wird seine Wirksamkeit bei der Verringerung des Luftwiderstands mehr als verdoppeln. Selbst wenn wir davon ausgehen, dass das Winglet genauso gut ist wie eine gleiche Spannweitenverlängerung, hat die Spannweitenverlängerung dennoch die Nase vorn in der L/D-Verbesserung, da ihr gesamter Auftrieb zum Gesamtauftrieb beiträgt, während das Winglet stattdessen eine Seitenkraft erzeugt. Wenn am Schnittpunkt Flügel-Winglet keine Trennung auftritt, erzeugen beide den gleichen induzierten Widerstand und den gleichen Profilwiderstand (Druck und Reibung), da beide die gleiche benetzte Oberfläche und die gleiche lokale Zirkulation haben. Auch dies gibt Winglets den Vorteil eines gleich niedrigen induzierten Widerstands, der von den meisten Messungen nicht unterstützt wird.

Die verlängerte Flügelspitze im obigen Beispiel hat interessante Eigenschaften. Es handelt sich um eine gepfeilte (schräge) Flügelspitze, die dazu führt, dass die lokale Steigung der Auftriebskurve niedriger ist als die des geraden Flügels. Dies erhöht seinen maximalen Anstellwinkel und ermöglicht - vorausgesetzt, dass der lokale Bereich größer ist als es eine elliptische Flügelform vorschreiben würde - eine nahezu elliptische Zirkulationsverteilung über einen größeren Anstellwinkelbereich aufrechtzuerhalten. Die größere lokale Fläche ist eine vernünftige Vorsichtsmaßnahme gegen das Abwürgen der Flügelspitze, sodass eine geneigte Flügelspitze gutartige Abreißeigenschaften und einen sehr geringen induzierten Widerstand kombiniert.

Vergleichen Sie dies mit dem Winglet, das auf einen Polarpunkt zugeschnitten werden muss: Da Änderungen des Flügelanstellwinkels die Anstellwinkel des Winglets nicht ändern, kann es sich nicht so gut an unterschiedliche Strömungsbedingungen anpassen wie der verlängerte Flügel. Im Seitenschlupf bringt das Winglet die Zirkulationsverteilung an der Flügelspitze durcheinander und wirkt wie ein abgelenkter Spoiler.

Fazit

Der Vergleich gleicher Winglets und Flügelverlängerungen ergibt diese grundlegenden Eigenschaften:

• Beide haben den gleichen viskosen Luftwiderstand bei niedrigem Anstellwinkel.
• Beide können mehr maximalen Auftrieb erzeugen und beide verringern den induzierten Widerstand.
• Die Flügelverlängerung kann den größten Auftrieb für die gegebene Zunahme der benetzten Oberfläche erzeugen.
• Die Flügelverlängerung ist mehr als doppelt so effektiv bei der Verringerung des induzierten Luftwiderstands.
• Die Flügelverlängerung sorgt für eine bessere Zirkulationsverteilung bei Off-Design-Anstellwinkel.
• Die Flügelverlängerung erzeugt das höchste Wurzelbiegemoment für einen gegebenen Auftrieb.

Wie stark die Erhöhung des Biegemoments die Strukturmasse nach oben treibt, hängt von der Streckung des ursprünglichen Flügels ab. Flügel mit niedrigem Seitenverhältnis werden nicht viel leiden, aber das Strecken von Flügeln mit hohem Seitenverhältnis erhöht die Holmmasse erheblich. Beachten Sie jedoch, dass das Winglet auch höhere Wurzelbiegemomente verursacht und weniger Biegemoment als die Flügelverlängerung erzeugt, da es eine gewisse Seitenkraft anstelle eines reinen, nützlichen Auftriebs erzeugt.

In Ermangelung einer Spannweitenbegrenzung zeigt sich, dass ein Winglet einer Spannweitenverlängerung gleicher Größe definitiv unterlegen ist, wenn strukturelle Effekte mit induziertem, viskosem und Kompressibilitätswiderstand einbezogen werden.

Das MDO-Labor (Multidisciplinary Design Optimization) der University of Michigan hat umfangreiche Untersuchungen zu den Auswirkungen des Strukturgewichts bei der Optimierung des Flügelauftriebs / -widerstands durchgeführt. Die aerostrukturelle Optimierung von nicht ebenen Auftriebsflächen adressiert diese Frage direkt. Es beschreibt eine Reihe von numerischen Optimierungen an einem generischen Flugzeug der Klasse b737-900 mit einem NACA 64A212-Tragflügel, einschließlich der folgenden Darstellung eines Strukturmodells.

Ein gradientenfreier Optimierer darf Flügelkonfigurationen entwickeln, um verschiedene Einschränkungen zu erfüllen. Der Flügel wird durch bis zu vier Segmente dargestellt. Die Geometrie jedes Segments wird durch sechs Konstruktionsvariablen definiert: Spannweite, Fläche, Verjüngung, Drehung, Krümmung und Dieder. Dargestellt sind vier mögliche Flügelgeometrien.

Für die aerodynamische Optimierung erwiesen sich Boxwing- oder Joined-Wing-Konfigurationen als optimal, wenn nur der induzierte Luftwiderstand berücksichtigt wurde. Wenn ein viskoser Luftwiderstand hinzugefügt wurde, verursachten diese Konfigurationen aufgrund der großen Oberfläche einen Luftwiderstandsnachteil, und eine C-Flügel-Konfiguration wurde bevorzugt. Die Verringerung des Luftwiderstands war in diesen Fällen ähnlich und reichte von 26 % für den verbundenen Flügel bis zu 22 % für die C-Flügel-Konfiguration. Die Vernachlässigung struktureller Effekte lässt viele Lösungen attraktiv erscheinen.

Dem Optimierer zu ermöglichen, Kompromisse zwischen Aerodynamik und Struktur einzugehen, ist eine signifikante Verbesserung gegenüber früheren Ansätzen, bei denen die Strukturleistung durch einfaches Einschränken des Wurzelbiegemoments berücksichtigt wurde. Wenn Struktur, induzierter Widerstand, viskoser Widerstand und Kompressibilität berücksichtigt werden, ist eine geneigte Flügelspitze die optimale Lösung, wenn die Spannweite nicht eingeschränkt ist. Es erzeugt eine um 2,2 % bessere Reichweite als die zweitbeste Alternative, ein Winglet-Design. Wenn die Spannweite begrenzt ist und die gleichen Faktoren berücksichtigt werden, ist ein Winglet-Design überlegen.

Zusätzlich zu den Prinzipien und der Recherche anderer Antworten sehen Sie sich hier das Winglet-Design an, das für verschiedene Flugzeuge ausgewählt wurde. Wird ein Winglet immer bevorzugt oder nur unter bestimmten Umständen?

In dieser Antwort wird erwähnt, dass es sinnvoll sein kann, ein Winglet hinzuzufügen, wenn die Spannweite begrenzt ist. Daher ist es wichtig, die Gründe zu verstehen, warum die Spannweite bei einem Verkehrsflugzeug eingeschränkt sein kann.

Die Spannweite ist strukturell begrenzt, weil Biegemomente die Flügelstruktur mit zunehmendem Abstand von der Flügelwurzel stärker belasten. Dies bedeutet mehr Material und Gewicht, um die Belastung zu bewältigen, was einige der Vorteile der größeren Spannweite verringert. Diese Grenzen hängen von der Tragflächenstruktur ab, die von Flugzeug zu Flugzeug unterschiedlich ist, sodass sie hier nicht behandelt werden.

Die Spannweite ist auch durch Vorschriften begrenzt. In AC 150/5300-13A der FAA, auf Seite 13, listet Tabelle 1-2 sechs Flugzeugdesigngruppen auf, in die Flugzeuge basierend auf Leitwerkshöhe und Spannweite eingeteilt werden. ICAO Anhang 14 hat dieselben Gruppen, aber mit AF gekennzeichnet. Neben der Abfertigung an Gates und auf Rollwegen betrifft die Gruppe auch andere Flughafeneinrichtungen. In den meisten Fällen ist die Spannweite kritischer als die Leitwerkshöhe, daher wird sich hier auf die Spannweite konzentriert.

Group #     Wingspan (ft)
I           <49
II          49-<79
III         79-<118
IV          118-<171
V           171-<214
VI          214-<262

Unten sind verschiedene Flugzeuge und die Gruppen, in die die Spannweite kategorisiert ist (Werte aus Wikipedia). Die Längen werden zum Vergleich mit den Grenzwerten auf den nächsten Fuß abgerundet. Dies konzentriert sich auf Flugzeuge, die wie vorgesehen mit Winglets ausgestattet sind. Winglets, die als Nachrüstung erhältlich sind, verbessern die Leistung, aber die Frage ist, ob eine Spannweitenverlängerung besser wäre, was vom Design des jeweiligen Flugzeugs abhängen wird.

Sie werden sehen, dass Flugzeuge an der oberen Spannweitengrenze in einer bestimmten Gruppe dazu neigen, Winglets zu haben, während Flugzeuge, die nicht an der Spannweitengrenze sind, dies nicht tun. Hiervon gibt es einige Ausnahmen. Die LR/ER-Versionen der 777 erreichten die Spannweitengrenze der Gruppe V, entschieden sich jedoch für geneigte Spitzen anstelle von Winglets. Die A330/340 liegen unter der Grenze der Gruppe V, verwenden aber Winglets, obwohl neuere Versionen der A340 die Grenze erreichen und alle am oberen Ende der Gruppe liegen.

Ein interessanter Fall ist die P-8, ein ASW-Flugzeug, das auf der 737-800 basiert. Das Militär kümmert sich weniger um Spannweitenklassen als um kommerzielle Träger, und Ausdauer ist ein wichtiges Designziel für diese Rolle. Das Design entschied sich dafür, die Flügelspannweite zu erhöhen und geneigte Spitzen zu verwenden, anstatt die Winglets der 737-800 beizubehalten oder hinzuzufügen.

Daraus scheint es, dass Winglets nützlicher sind, wenn die Spannweite begrenzt ist. Es deutet darauf hin, dass Winglets weniger nützlich sind, wenn sie nicht in der Spannweite begrenzt sind, ist aber sicherlich nicht schlüssig.

A380-800
Spannweite: 261 Fuß (Gruppe VI)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

B777-8X/9X
Spannweite: 235 Fuß (Gruppe VI), gefaltet auf 212 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

B747-8
Spannweite: 224 Fuß (Gruppe VI)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

A350
Spannweite: 213 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

B777-200LR/300ER
Spannweite: 212 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: ja
Winglets: nein

B747-400
Spannweite: 211 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

A340-500/600
Spannweite: 208 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

B777
Spannweite: 199 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

B787-8/9/10
Spannweite: 197 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

A340-200/300
Spannweite: 197 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: ja

A330
Spannweite: 197 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: ja

P-8 (Basierend auf 737-800)
Spannweite: 123 Fuß (Gruppe IV)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

A320/neo
Spannweite: 111 Fuß (117 Fuß mit Sharklets) (Gruppe III)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

B737 NG/MAX
Spannweite: 117 Fuß (mit Winglets) (Gruppe III)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

B737 Classic
Spannweite: 94 Fuß (Gruppe III)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

E170/175/190/195
Spannweite: 85 Fuß (E170/175) 94 Fuß (E190/195) (Gruppe III)
Gruppe Max: nein
Winglets: ja

Weniger verbreitete Flugzeuge:

SSJ 100
Spannweite: 91 Fuß (Gruppe III)
Gruppe Max: nein
Winglets: nein

IL96
Spannweite: 197 Fuß (Gruppe V)
Gruppe Max: nein
Winglets: ja

CS100/300
Spannweite: 115 Fuß (Gruppe III)
Gruppe Max: ja
Winglets: ja

Dieses Papier aus dem Jahr 2005 stellt fest, dass dies keine geklärte Frage ist:

Wenn die geometrische Spannweite des Flügels eingeschränkt ist, sorgen gut gestaltete Winglets für eine erhebliche Verringerung des Flugzeugwiderstands und wurden jetzt in Flugzeuge eingebaut, die von Segelflugzeugen bis hin zu Geschäftsflugzeugen und großen kommerziellen Transportern reichen.

(und ich verstehe, dass Sie dem oben Gesagten zustimmen)

Die Rechtfertigung für Winglets im Gegensatz zu Spannweitenverlängerungen für Flugzeuge, die nicht explizit spannweitenbegrenzt sind, ist weniger klar. Studien bei der NASA Langley, die diese beiden Konzepte mit einem eingeschränkten Wurzelbiegemoment verglichen, kamen zu dem Schluss, dass Winglets Spannweitenverlängerungen vorzuziehen sind. (Theoretische parametrische Studie der relativen Vorteile von Winglets und Flügelspitzenverlängerungen - Heyson, 1977 - NASA TP 1020). Studien mit Einschränkungen des integrierten Biegemoments deuteten darauf hin, dass die beiden Ansätze in dieser Hinsicht nahezu identisch waren. (Auswirkung von Winglets auf den induzierten Luftwiderstand idealer Flügelformen – Jones, 1980 – NASA NASA TM 81230). Ein etwas besseres Gewichtsmodell (das die Auswirkungen von Änderungen der Flügelsehne auf die strukturelle Effizienz beinhaltet) führt zu sehr ähnlichen Schlussfolgerungen, wie in Abbildung 9 gezeigt.Die Schlussfolgerung ist, dass die Komplexität des Strukturmodells und der Beschränkungen die allgemeine Anwendbarkeit solcher Schlussfolgerungen einschränkt.

Im Speziellen

Die Bewertung der optimalen Winglet-Höhe und Dieder hängt von den Details der Flügelstruktur ab, davon, ob der Flügel böenkritisch oder manövrierkritisch ist, ob große Bereiche des Flügels auf der Grundlage der minimalen Hautdicke bemessen sind und ob das Design neu oder a ist Modifikation eines bestehenden Designs. Die Bewertung der Vorteile von Flügelspitzenvorrichtungen muss für jedes Design vorgenommen werden und eine Reihe multidisziplinärer Überlegungen umfassen. Dazu gehören die Auswirkung auf aeroelastische Durchbiegungen und Lasten, Flattergeschwindigkeit, Trimmung des Flugzeugs, Stabilitäts- und Steuerungseffekte (insbesondere seitliche Eigenschaften), Off-Design-Betrieb und Auswirkungen auf den maximalen Auftrieb und schließlich Marketingüberlegungen.

Schlussfolgern:

Es gibt keine eindeutige Antwort auf die optimale Konfiguration, und selbst wenn Winglets übernommen werden, variieren die Geometrien stark.

Was ich aus dem Obigen verstehe, ist, dass ein Winglet besser ist als eine Spannweitenverlängerung (NASA TP 1020, auf das oben Bezug genommen wird), wenn Sie keine strukturelle oder eine einfache strukturelle Einschränkung einbeziehen, andernfalls müssen Sie nach einer Antwort von Fall zu Fall suchen.

Es gibt auch dieses andere Papier (hinter Paywall) aus dem Jahr 2010 (5 Jahre später als das obige Papier), das in seiner Zusammenfassung ähnliche Schlussfolgerungen berichtet:

Betrachtet man nur die Aerodynamik, erweisen sich geschlossene Auftriebsflächenkonfigurationen wie Kastenflügel und Verbundflügel als optimal. Wenn eine aerostrukturelle Optimierung durchgeführt wird , stellt sich heraus, dass eine Winglet-Konfiguration optimal ist, wenn die Gesamtspannweite eingeschränkt ist, und ein Flügel mit einer geneigten Flügelspitze ist optimal, wenn es keine solche Einschränkung gibt

Ja, weil ein Winglet den Luftwiderstand verringert, der dadurch verursacht wird, dass der untere Teil des Flügels auf den höheren Teil des Flügels trifft und sich dreht, wodurch ein Wirbel entsteht, der Flügelspitzenwirbel genannt wird, und das Winglet die Stärke des Wirbels verringert, den Luftwiderstand verringert und ihn effizienter macht und hat zusätzliche Reichweite vom Winglet. Also lieber ein Winglet als kein Winglet