DE69801589T2

DE69801589T2 - Auftrieberhöhungsvorrichtung einer flügelvorderkante mit laminarer strömungkontrolle

Info

Publication number: DE69801589T2
Application number: DE69801589T
Authority: DE
Inventors: Edward Collett
Original assignee: BAE Systems PLC
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 1997-04-18
Filing date: 1998-04-20
Publication date: 2002-04-18
Anticipated expiration: 2018-04-21
Also published as: JP3320072B2; EA199900555A1; KR100435312B1; TW408077B; EP1019283B1; GB2324351A; CA2276438A1; MY115402A; EP1019283A1; KR20000062411A; AU7064698A; JP2000513673A; WO1998047761A1; CN1086664C; EA000814B1; US6135395A; DE69801589D1; ES2159947T3; GB9707888D0; BR9806725A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugzeugtragflügel-Aufbau mit einem Vorderkanten-Auftriebsteil, und insbesondere bezieht sich die Erfindung auf derartige Tragflügelaufbauten, die Mittel aufweisen, um die in Sehnenrichtung verlaufende turbulente Grenzschicht wenigstens auf der oberen oder der unteren Tragflügeloberfläche zu verringern. Die Erfindung bezieht sich auch auf ein Flugzeug mit einem solchen Tragflügelaufbau und auf Auftriebsmittel zur Benutzung bei derartigen Tragflügelaufbauten sowie auf Verfahren zur Verminderung des Luftwiderstandes, der einem Tragflügel zugeordnet ist, welcher einen Vorderkanten- Auftriebsteil aufweist.
In der Beschreibung beziehen sich die Ausdrücke vor, hinter, über, unter, in Sehnenrichtung, in Spannrichtung usw. auf die Orientierung eines Flugzeugs, das geradeaus in konstater Höhe fliegt.
Es sind erhebliche Kosten und Anstrengungen durch Flugzeug-Konstrukteure und Aerodynamik-Fachleute unternommen worden, um so weit als möglich den Luftwiderstand des Flugzeugs zu vermindern, und zwar insbesondere den Luftwiderstand, dem das Flugzeug durch die Luftströmung über der Oberfläche oder Haut des Flugzeugs ausgesetzt ist. Typische Maßnahmen bestehen darin, die Oberfläche sehr glatt zu machen und die Oberfläche mit einer speziellen Textur oder einem mikroskopischen Aufbau zu versehen, um die Strömungscharakteristik über die Oberfläche zu verbessern. Eine weitere Technik besteht darin, ein Verfahren zur Grenzschichtsteuerung anzuwenden, welches als "erzwungene laminare Hybridströmung" bezeichnet wird. Bei diesem Verfahren wird eine laminare Grenzschicht über der feuchten Oberfläche so lange als möglich aufrechterhalten, so daß das Auftreten einer turbulenten Grenzschicht verzögert wird. Es ist normalerweise nicht möglich, den Übergang von einer laminaren in eine turbulente Grenzschicht vollständig zu verhindern, obgleich durch Verzögerung der Einleitung die Grenzschicht länger in einem laminaren Zustand gehalten werden kann. Dies führt zu einer Verminderung des Luftwiderstandes. Dieser Prozeß ist bekannt unter der Bezeichnung "erzwungene laminare Hybridströmung", da das Hauptziel darin besteht, das Auftreten der Turbulenz zu verzögern, statt eine vollständige laminare Strömung über die benetzte Oberfläche aufrechtzuerhalten (obgleich nicht beabsichtigt ist, diese Möglichkeit auszuschließen).
Um diese Art der Grenzschichtsteuerung zu erreichen, wird die Grenzschicht veranlaßt, an der Oberfläche dadurch anzuhaften, daß über die Oberfläche ein negativer Druck angelegt wird, und dies geschieht über eine Vielzahl von Perforationslöchern in der Oberfläche, deren Durchmesser im Mikrometerbereich liegt. Hierdurch wird die Wachstumsrate der Grenzschicht erniedrigt, und dadurch wird das Auftreten eines Übergangs zwischen laminarer und turbulenter Strömung verzögert.
Eines der Hauptprobleme bei der Konstruktion von Flugzeugtragflügeln mit erzwungener laminarer Hybridströmung besteht in der Notwendigkeit, voluminöse Kanäle in der festen Vorderkante des Tragflügels anzubringen, um die Absaugung zu gewährleisten, die erforderlich ist, um die Luft durch die Perforationen in der Tragflügeloberfläche abzusaugen. Der erforderliche Kanalbereich beeinträchtigt den Raum, der normalerweise von dem vorderen Holm des Tragflügels eingenommen wird. Eine Verschiebung des vorderen Holms nach hinten, um einen solchen Kanalbereich zu schaffen, ergibt schwerwiegende Komplikationen in bezug auf das vergrößerte Gewicht des Tragflügels. Außerdem wird bei einem Tragflügel, der an der Vorderkante einen Vorflügel aufweist, der Bereich üblicherweise von dem Mechanismus zum Ausfahren, zum Zurückziehen und zur Führung der Vorflügel benötigt, der jetzt von den voluminösen Kanälen einzunehmen wäre. Demgemäß haben sich bisher die Vorschläge für eine Vorflügelausbildung eines Tragflügels mit erzwungener Hybridströmung auf der oberen Oberfläche auf den Krüger-Flügel konzentriert, wobei ein Gelenk am unteren vorderen Ende der fixen Vorderkante oder der "D-Nase" des Hauptflügels angeordnet ist und ein Teil der Unterseite der "D-Nase" nach unten und vorn angelenkt ist. Jedoch sind diese Krüger-Flügel aerodynamisch nicht so günstig wie Vorflügel.
Es besteht daher der Bedarf nach einem Tragflügelaufbau, der eine Auftriebsvorrichtung mit Mitteln für eine erzwungene laminare Hybridströmung aufweist, aber die konstruktive Ausbildung des Hauptflügelabschnitts nicht beeinträchtigt und nicht die oben erwähnten zusätzlichen Gewichtsprobleme ergibt.
Gemäß einem Merkmal der Erfindung ist ein Flugzeugtragflügel-Aufbau mit einem Hauptflügelteil und einem Vorderkanten-Auftriebsteil vorgesehen, der zwischen einer zurückgezogenen Stellung, in der er allgemein in den Hauptflügelteil übergeht, und einer ausgefahrenen Stellung beweglich ist, in der er sich vor dem Hauptflügelteil befindet, wobei wenigstens ein beträchtlicher Teil einer oberen Oberfläche des Auftriebsteils luftdurchlässig oder perforiert ist und in Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal steht, der dem Auftriebsteil zugeordnet ist, wodurch während des Fluges eine Saugwirkung dem Absaugkanal aufgeprägt werden kann, um die sehnenweise Erstreckung der turbulenten Grenzschicht wenigstens über der oberen oder einer unteren Tragflügeloberfläche wenigstens zu verringern.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung betrifft diese ein Flugzeug mit einem Tragflügelaufbau, wie vorstehend erwähnt.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung betrifft diese eine Vorderkanten- Auftriebsvorrichtung zur Benutzung in Verbindung mit einem Hauptflügelteil, die zwischen einer zurückgezogenen und einer ausgefahrenen Stellung beweglich ist, wobei wenigstens ein beträchtlicher Teil einer äußeren Oberfläche der Auftriebsvorrichtung luftdurchlässig oder perforiert ist und in Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal der Auftriebsvorrichtung steht, wodurch während des Fluges ein Absaugen erfolgen kann, um eine negative Druckdifferenz zu verursachen, um wenigstens das in Sehnenrichtung verlaufende Ausmaß der turbulenten Grenzschicht über wenigstens die obere oder untere Tragflügeloberfläche zu vermindern.
Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung betrifft diese ein Verfahren zur Verminderung des Luftwiderstandes eines mit einer Vorderkanten- Auftriebsvorrichtung ausgerüsteten Flugzeugtragflügels, wobei ein wesentlicher Teil einer freiliegenden obereren Oberfläche der Auftriebsvorrichtung eine luftdurchlässige oder perforierte Oberfläche ist und eine Saugwirkung durch diese Oberfläche ausgeübt wird, um wenigstens das sich in Sehnenrichtung erstreckende Ausmaß der turbulenten Grenzschicht auf wenigstens der oberen oder unteren Tragflügeloberfläche zu verringern:
Die Erfindung kann auf verschiedene Weise verwirklicht werden. Ein Ausführungsbeispiel und verschiedene Modifikationen werden nachstehend in Verbindung mit der beiliegenden Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 ist eine Schnittansicht durch den vorderen Teil eines Tragflügelaufbaus gemäß der Erfindung mit zurückgezogenem Vorflügel, wobei der Schnitt an einer Stelle längs des Tragflügels geführt ist;
Fig. 2 ist eine der Fig. 1 entsprechende Schnittansicht, wobei jedoch das Absaugteleskop im Tragflügel-Ansatzbereich ersichtlich ist;
Fig. 3 ist eine Draufsicht auf den inneren Vorderteil des Vorflügels eines Flugzeugs mit dem Aufbau gemäß Fig. 1 und 2;
Fig. 4 ist eine Einzelansicht, die den Bereich zwischen der Hinterkante des Vorflügels und dem Haupttragflügel zeigt;
Fig. 5 ist in größerem Maßstab gezeichnet eine Ansicht des Hinterrandabschnittes, und
Fig. 6 ist eine nach vorn gerichtete Ansicht des Hinterrandabschnitts, betrachtet in Richtung des Pfeiles A gemäß Fig. 5.
Der Flugzeugtragflügel-Aufbau weist einen relativ feststehenden Hauptflügelteil 10 und einen relativ hierzu beweglichen Vorflügel 12 (Vorderkanten-Auftriebsteil) auf, der am Hauptflügel mittels eines Ausfahr-/Rückzugs-Mechanismus 14 gelagert ist. Hierdurch kann der Vorflügel zwischen der in Fig. 1 dargestellten Stellung, in der der Vorflügel 12 allgemein glatt in den Hauptflügelteil 10 übergeht und einer Stellung mit hohem Auftrieb bewegt werden, in der der Vorflügel nach vorn und unten ausgefahren ist, um die Flügelwölbung und den wirksamen Oberflächenbereich des Tragflügels zu vergrößern und auf diese Weise den Auftrieb zu erhöhen. Aus Fig. 1 ist ersichtlich, daß der D-Nasen-Teil 16 des Haupflügelteils einen relativ kleinen Querschnitt aufweist, und daß ein Teil dieses Bereiches von dem Ausfahr-/Rückzugs-Mechanismus eingenommen wird.
Bei dieser Anordnung wird die Grenzschichtsteuerung dadurch vorgenommen, daß eine Absaugung durch den Vorflügel 12 vorgenommen wird, statt über den Hauptflügelteil 10. So kann die Leitungsführung und Überwachung, die zur Grenzschichtsteuerung erforderlich ist (mit Ausnahme des Absaugteleskops oder der Teleskope, wie sie später beschrieben werden), primär in den Vorflügel 12 verlegt werden, obgleich dies bei anderen Anordnungen dadurch erreicht werden kann, daß Perforationen und Absaugmittel in der festen Vorderkante des Hauptflügels vorgesehen werden.
Der Vorflügel 12 besteht aus einem doppelwandigen Vorderteil 18 mit allgemein konvexer Form und einer rückwärtigen Wand 20 allgemein konkaver Form. Der Doppelwandaufbau besteht aus einer äußeren Wand 22 und einer inneren Wand 24, die durch in Spannrichtung verlaufende Stege 26 verbunden sind, um eine Anzahl von Luftabsaugkammern 28 innerhalb dieses Doppelwandaufbaus zu schaffen. Die Innenwand 24 definiert zusammen mit der rückwärtigen Wand 20 einen Luftabsaugkanal 30. Wie insbesondere aus Fig. 4 ersichtlich, weist die Außenwand Perforationen 32 über einen beträchtlichen Teil ihrer Oberfläche auf. Diese Perforationen 32 finden sich jedoch nicht im unteren Teil 34 (Fig. 1) - (obgleich die Perforation auch an der Unterseite vorgenommen werden könnte). Jede der Kammern 28 steht mit dem Luftabsaugkanal über eine Reihe von Luftübertragungs-Öffnungen 36 in Verbindung. Die Größe dieser Luftübertragungs- Öffnungen 36 kann so gewählt werden, daß das gewünschte Druckdifferentialprofil in Sehnenrichtung des Tragflügels erhalten wird. Es wäre auch möglich, den Druck in Spannrichtung dadurch einzustellen, daß die Kammern 28 durch geeignete Stege unterteilt werden.
Im folgenden wird auf Fig. 4 Bezug genommen. Der Hinterrand 40 des Vorflügels 12 ist in spezieller Weise an seiner Berührungsfläche mit dem Hauptflügelteil derart bearbeitet, daß eine Reihe von Kanälen oder Nuten 42 gebildet wird, die mit dem Raum in Verbindung stehen, der zwischen der Rückwand 20 des Vorflügels und der Vorderwand des Hauptflügelteils gebildet ist, und diese Nuten 42 definieren mit der Oberfläche des Hauptflügelteils eine Reihe von Absaugöffnungen, wie aus Fig. 5 und 6 ersichtlich. Der Vorflügel weist einen Dichtungsstreifen 44 auf, um den Spalt zwischen dem Vorflügel 12 und dem Hauptflügelteil 10 abzudichten. Die Rückwand 20 des Vorflügels weist Luftübertragungs-Öffnungen 36 auf, um eine Absaugung in dem Raum zwischen dem Vorflügel 12 und dem Hauptflügelteil 10 über dem Dichtungsstreifen 44 zu erzeugen. Diese Anordnung ermöglicht eine Absaugung an der Berührungslinie 41 zwischen der Hinterkante des Vorflügels und dem Hauptflügelteil. Dadurch wird die Möglichkeit des Auftretens von Turbulenzen an der Zwischenfläche vermindert.
Demgemäß wird während des normalen Reisefluges und zurückgezogenem Vorflügel 12 eine Saugwirkung auf den Luftabsaugkanal 30 ausgeübt, um das erforderliche Druckprofil über der freiliegenden Oberfläche der Vorderkante und der oberen Oberfläche des Vorflügels 12 und benachbart zur Zwischenfläche 41 zwischen der Hinterkante 40 des Vorflügels 12 und dem Hauptflügelteil herzustellen, um dadurch den Ansatz des Übergangs zwischen laminarer und turbulenter Strömung zu verzögern.
Die Absaugung kann auf verschiedene Weise vorgenommen werden. Ein Ausführungsbeispiel ist in den Fig. 2 und 3 dargestellt. Hier weist der Luftabsaugkanal 30 am innersten Vorflügel 12 ein Absaugteleskop 46 auf, das konzentrisch mit dem Bewegungsbogen des Vorflügels 12 gekrümmt ist und einen relativ festen Abschnitt 48 aufweist, der im Flügelansatz des Flugzeugs gelagert und mit einer Absaugpumpe 50 verbunden ist. Ein relativ hierzu beweglicher Abschnitt 52 ist gleitbar im distalen Ende des Absaugteleskops 46 gelagert und in Strömungsverbindung mit dem Luftabsaugkanal 30 an diesen angeschlossen. Die Absaugung kann an die äußeren benachbarten Vorflügelteile 12 mittels einer Schlauchverbindung und mittels geeigneter Dichtungen hergestellt werden, oder es kann ein gemeinsamer Absaugkanal sich in Spannrichtung längs der D-Nase 16 des Haupttragflügels erstrecken, der im Abstand zueinander angeordnete Absaugteleskope speist, die einen oder mehrere Vorflügelteile 12 beschicken. In diesem Fall kann ein Absaugteleskop an der Stelle 54 eines Tragflügelpylon angeordnet werden. Stattdessen kann das Teleskop nicht erforderlich sein, wenn die Absaugung im typischen Fall nur während des Reisefluges erforderlich ist, wenn der Vorflügel zurückgezogen ist. In diesem Fall kann das Teleskop durch eine Andockanordnung ersetzt werden, die eine abgedichtete Verbindung mit der Absaugquelle im zurückgezogenen Zustand des Vorflügels bewirkt, wobei diese Abdichtung bei ausgefahrenem Vorflügel getrennt ist. Dadurch ergibt sich eine Anordnung mit einem geringeren Gewicht und keinem so komplexem Aufbau, wie es die Teleskopanordnung erfordert.
Es hat sich gezeigt, daß in Verbindung mit dem dargestellten Vorflügelaufbau keine Notwendigkeit besteht, Perforationen so weit in Sehnenrichtung vorzusehen, wie dies bei bestehenden Vorschlägen der Fall ist. So kann es ausreichen, die Perforation in dem Vorflügel vorzusehen, vielleicht mit einigen oder keinen weiteren Perforationen in der festen Vorderkante des Hauptflügelteils 10.
Die dargestellten Ausführungsbeispiele besitzen zahlreiche weitere Vorteile. Infolge der Geometrie des Vorflügels 12 ist es möglich, Perforationen am Vorflügel vorzusehen, die hinter der D-Nase 16 des festen Hauptflügelteils liegen, ohne daß es erforderlich wäre, den Hauptflügelteil baulich wesentlich abzuwandeln. Der Vorflügel 12 schützt die feste Vorderkante des Hauptflügelteils, und eine Beschädigung der Vorderkante (z. B. durch Aufprall eines Vogels) wird durch den Holm aufgenommen und nicht durch die feste Vorderkante, die schwieriger zu reparieren ist. Die perforierte Oberfläche besteht gewöhnlich aus rostfreiem Stahl oder Titan, und bei verschiedenen Vorschlägen für eine zwangsweise laminare Hybridströmung in einer festen Vorderkante hat sich der Einbau derartiger Materialien zusammen mit anderen Bestandteilen als problematisch erwiesen, und zwar wegen der unterschiedlichen strukturellen Charakteristiken der Materialien. Demgegenüber kann der Vorflügel gemäß der Erfindung aus dem gleichen Material wie die perforierte Oberfläche oder aus kompatiblen Materialien bestehen.

Claims

1. Flugzeugtragflügel-Aufbau mit einem Hauptflügelteil (10) und mit einem Vorderkanten-Auftriebsteil (12), der zwischen einer zurückgezogenen Stellung, in der er allgemein in den Hauptflügelteil übergeht und einer ausgefahrenen Stellung beweglich ist, in der er sich vordem Hauptflügelteil befindet, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein beträchtlicher Teil einer oberen Oberfläche (22) des Auftriebsteils luftdurchlässig oder perforiert ist und in Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal (30) steht, der dem Auftriebsteil zugeordnet ist, wodurch während des Fluges eine Saugwirkung dem Absaugkanal aufgeprägt werden kann, um die sehnenweise Erstreckung der turbulenten Grenzschicht wenigstens über der oberen oder einer unteren Tragflügeloberfläche wenigstens zu verringern.

2. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 1, welcher Mittel zur Steuerung der Absaugung an gewählten Stellen oder Bereichen über der ausgesetzten Oberfläche (22) aufweist.

3. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 2, bei welchem die Mittel zur Steuerung mehrere Kammern (28) aufweisen, die sich innerhalb des Auftriebsteils (12) erstrecken und in Strömungsverbindung mit dem für Luft durchlässigen oder perforierten Teil der ausgesetzten Oberfläche (22) und dem Absaugkanal (30) stehen.

4. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 3, bei welchem die Mittel zur Steuerung eine oder mehrere Öffnungen (36) oder Drosselstellen aufweisen, die einer oder mehreren Kammern (28) zugeordnet sind, um die Strömung nach den Kammern oder aus diesen heraus einzustellen.

5. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 3 oder 4, bei welchem jede der Kammern langgestreckt ausgebildet ist und sich allgemein in Spannrichtung erstreckt.

6. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Vorderkanten-Auftriebsteil aus einem Vorflügel (12) besteht, der einen Hinterkantenbereich (40) aufweist, der in Berührung mit dem Hauptflügelteil (10) steht oder dicht benachbart hierzu liegt, wenn der Vorflügel in seiner zurückgezogenen Stellung befindlich ist, wobei der Aufbau außerdem Kanalmittel oder Perforationsmittel (42) aufweist, um Luft abzuziehen oder eine Saugwirkung auf den Bereich einer Zwischenfläche (41) zwischen dem Hinterkantenbereich des Vorflügels und dem Hauptflügelteil (10) anzulegen.

7. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 6, bei welchem die Kanalmittel oder die Perforationsmittel Öffnungen (36) in der Oberfläche (20) des Vorflügels (12) aufweisen, die auf den Hauptflügelteil (10) gerichtet sind, wobei die Öffnungen in Strömungsverbindung mit dem Absaugkanal (30) stehen:

8. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 7, bei welchem die Kanalmittel oder die Perforationsmittel mehrere allgemein in Spannrichtung beabstandete Kanäle (42) im Hinterkantenabschnitt (40) des Vorflügels aufweisen, die mit der benachbarten Oberfläche des Hauptflügelteils (10) zusammenwirken, wenn der Vorflügel (12) in seiner zurückgezogenen Stellung befindlich ist, um mehrere Absaugöffnungen an der Zwischenfläche (41) zu definieren.

9. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach den Ansprüchen 6, 7 oder 8 mit Abdichtungsmitteln (44), die sich allgemein in Spannrichtung zwischen einer nach hinten weisenden Oberfläche (20) des Vorflügels und dem Hauptflügelteil (10) erstrecken, um dazwischen eine Abdichtung zu bewirken, wenn der Vorflügel (12) in seiner zurückgezogenen Stellung befindlich ist.

10. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem eine oder mehrere Absaugpumpen (50) vorgesehen sind, um eine Saugwirkung auf den Absaugkanal (30) auszuüben.

11. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 10, bei welchem eine der Absaugpumpen (50) in dem Hauptflügelteil (10) angeordnet ist und in Strömungsverbindung mit dem Auftriebsteil (12) über einen ausdehnbaren Absaugkanal (46) steht, der sich zwischen dem Hauptflügelteil und dem Auftriebsteil erstreckt.

12. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem ein Auftriebsteil oder mehrere weitere Auftriebsteile (12) vorgesehen sind, wobei die Auftriebsteile in Spannrichtung zueinander angeordnet sind und jeder Auftriebsteil einen Absaugkanal (30) in Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal (30) wenigstens eines weiteren Auftriebsteils aufweist.

13. Flugzeugtragflügel-Aufbau nach Anspruch 12, bei welchem die Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal (30) des wenigstens einen weiteren Auftriebsteils über eine weitere Dichtung erfolgt, die zwischen benachbarten Auftriebsteilen angeordnet ist.

14. Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Tragflügelaufbau gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche aufweist.

15. Vorderkanten-Auftriebsvorrichtung (12), die zwischen einer zurückgezuogenen und einer ausgefahrenen Stellung beweglich ist, zur Benutzung in Verbindung mit einem Haupttragflügelteil (10), dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein beträchtlicher Teil einer oberen Oberfläche (22) der Auftriebsvorrichtung luftdurchlässig oder perforiert ist und in Strömungsverbindung mit einem Absaugkanal (30) der Auftriebsvorrichtung steht, wodurch während des Fluges ein Absaugen erfolgen kann, um eine negative Druckdifferenz zu verursachen, um wenigstens das in Sehnenrichtung verlaufende Ausmaß der turbulenten Grenzschicht über wenigstens die obere oder untere Tragflügeloberfläche zu vermindern.

16. Vorderkanten-Auftriebsvorrichtung nach Anspruch 15, welche mehrere allgemein in Spannrichtung distanzierte Kanäle (42) im Vorderkantenabschnitt (40) aufweist.

17. Verfahren zur Verminderung des Luftwiderstandes eines mit einer Vorderkanten-Auftriebsvorrichtung (12) ausgerüsteten Flugzeugtragflügels, dadurch gekennzeichnet, daß ein wesentlicher Teil einer freiliegenden oberen Oberfläche (22) der Auftriebsvorrichtung eine luftdurchlässige oder perforierte Oberfläche ist, und daß eine Saugwirkung durch diese Oberfläche ausgeübt wird, um wenigstens das sich in Sehnenrichtung erstreckende Ausmaß der turbulenten Grenzschicht auf wenigstens der oberen oder unteren Tragflügeloberfläche zu verringern.