CH410645A - Flugzeug - Google Patents

Description

      Flugzeug       Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein  Flugzeug mit einem dünnen, scharf     gepfeilten    Haupt  tragflügel und einer sekundären     Tragfläche,    die vor  der Haupttragfläche angeordnet ist.  



  Bei Flugzeugen dieser Bauart mit dünnen, scharf       gepfeilten        Tragflächen    wird die Auftriebskraft in  weitem Masse durch Wirbel hervorgerufen, die sich  an der oberen Fläche des Tragflügels bilden, selbst  bei einem kleinen     Anstellwinkel    zwischen der Luft  strömung und der unteren Fläche der Tragflügel.  Diese Wirbel sind das Ergebnis einer Ablösung der  Luftströmung an den dünnen und     gepfeilten    Vor  derkanten der Tragflügel. Die Stabilität und die  Flugeigenschaften des Flugzeuges ändern sich stark  mit den Eigenschaften der Wirbel und mit den Stö  rungen, welchen dieselben während ihres Laufes  längs des Flugzeuges ausgesetzt sind.

   Verwendet man  den sekundären Flügel als     Trimmungsvorrichtung,     dann kann man die Trimmkraft erhalten, indem  man den sekundären Flügel so dreht, dass dessen       Anstellwinkel    grösser wird und/oder durch Erhöhung  der Auftriebskraft des sekundären Flügels mittels  Wölbungsklappen an der Hinterkante, mit oder ohne       Grenzschichtenregelung.     



  Bei den bekannten Flugzeugen, wo der Längs  abstand zwischen dem sekundären und dem Haupt  flügel verhältnismässig gross ist und wo sich der  sekundäre Flügel in einer Ebene mit dem Haupt  flügel oder darüber befindet, wird die gewünschte  Zunahme des     Anstellwinkels    auf Werte in der  Grössenordnung von 15  oder darüber schwierig oder  gar unmöglich infolge des Umstandes, dass die Wir  bel des sekundären Flügels bei diesen grossen An  stellwinkeln von der oberen Fläche des Flügels nach  oben abgelenkt werden. Das ergibt bei dem se  kundären Flügel eine Verminderung des Auftriebes  und gleichzeitig bleiben die Wirbel des Hauptflügels    infolge des Abflusses hinter dem sekundären Flügel  nach unten an der oberen Fläche des Hauptflügels  haften, dessen Auftriebsvermögen dadurch ungestört  bleib.

   Das Resultat     ist        ein    kopflastiges Moment auf  das Flugzeug.  



  Wenn die Wirbel des sekundären Flügels durch  stromabwärts gelegene Teile des Flugzeuges bzw.  durch die Luftströmung um diese Teile gestört wer  den, kann es vorkommen, dass die Wirbelströmung  infolge der Druckzunahme in dem dichten Wirbel  kern zusammenfällt, was     zu    grossen und plötzlichen  Änderungen der Auftriebskraft und der auf das Flug  zeug wirkenden Momente führt. Bei einem Seiten  rutsch des Flugzeuges ruft derjenige Wirbel des       sekundären    Flügels, welcher     einwärts    gegen die ver  tikale     Seitenflosse    bläst,     einen    grossen örtlichen Sei  tenabfluss hervor, was zu sehr ernsten Problemen  der Richtungsstabilität und der Steuerung führt.

    Wird der dichte Wirbelkern durch die Flosse ge  stört, dann kann es zu einem     Zusammenfallen    des  Wirbels und zu einer merklichen Herabsetzung des  Staudrucks     kommen,    woraus sich eine schädliche  Einwirkung auf die Richtungsstabilität und die Tä  tigkeit des Seitenruders ergibt.  



  Bei Flugzeugen der obigen     Bauart,    deren se  kundärer Flügel tiefer angeordnet ist als der Haupt  flügel, bewegen sich bei kleinen     Anstellwinkeln    die  Wirbel des sekundären Flügels dicht unter dem  Hauptflügel und verursachen durch ihre Saugwir  kung an der Unterseite des Hauptflügels einen er  heblichen Verlust an     Auftriebskraft    sowie ein auf  das Flugzeug wirkendes, nach oben gerichtetes     Kipp-          moment.    Wird der     Anstellwinkel    vergrössert,

   dann  werden die Wirbel des sekundären Flügels innerhalb  eines     begrenzten        Anstellwinkelbereiches    stark durch  die Vorderkanten des Hauptflügels gestört und fallen  zusammen, woraus sich ein nach unten gerichtetes      Kippmoment in Verbindung mit einem gewissen  Verlust an Auftriebskraft ergeben. Bei einer wei  teren Vergrösserung des     Anstellwinkels    streichen die  Wirbel des sekundären Flügels bei einem bestimm  ten     Anstellwinkel    plötzlich über die Vorderkante des  Hauptflügels und wirken mit voller Kraft auf die  Luftströmung an der Saugseite des Hauptflügels ein.

    Hierbei werden die an den Vorderkanten des Haupt  flügels gebildeten und die äusseren Teile desselben  bedeckenden     Wirbel    angehoben, und das Flugzeug  erleidet dabei einerseits einen beträchtlichen Ver  lust an Auftriebskraft und ist anderseits einem  grossen     aufwärts    gerichteten Kippmoment unter  worfen.  



  Das Ziel der vorliegenden Erfindung ist die  Schaffung eines Flugzeuges der obigen Bauart, bei  welchem die oben beschriebenen Störungen der Sta  bilität und der Trimmlage innerhalb des Bereiches  der     Anstellwinkel,    wie sie den normalen Flugver  hältnissen entsprechen, beseitigt sind.

   Das     wird    der  vorliegenden Erfindung zufolge in der Weise er  reicht, dass man den sekundären Flügel so dicht vor  und über dem Hauptflügel anordnet, dass das an  der Vorderkante des sekundären Flügels durch die  Luftströmung gegen die Unterseite desselben indu  zierte Wirbelsystem, das längs der Oberseite des  sekundären Flügels wandert, abwärts gegen die Ober  seite des Hauptflügels gedrückt wird und an das  Wirbelsystem gebunden ist, welches in der gleichen  Weise an dem Hauptflügel durch die gegen dessen  Unterseite gerichtete Luftströmung gebildet wird und  an dessen Oberseite entlang streicht.  



  Die Erfindung soll nunmehr unter Bezugnahme  auf die     beiliegenden    Zeichnungen ausführlicher be  schrieben werden.  



       Fig.    1 der letzteren zeigt ein erfindungsgemässes  Flugzeug.  



       Fig.    2 ist eine Seitenansicht des Flugzeuges; sie  zeigt ein     Klappenblassystem,    - welches einen Teil der  Vorrichtung bildet.  



       Fig.    3 ist eine Draufsicht des Flugzeuges; sie  zeigt wahlweise Flügelformen.  



  Das in den Zeichnungen dargestellte Flugzeug hat  einen dünnen, scharf nach hinten     gepfeilten    Haupt  flügel 1 mit den     Leitwerksflächen    2. Der Haupt  flügel kann eine Vorderkante 3 haben, die unter  einem stumpfen Winkel gebrochen ist, wie es die       Fig.    1 zeigt, oder auch eine gerade Vorderkante 4,  wie sie als Alternative in der     Fig.    3 dargestellt  ist. Vor dem Hauptflügel     befindet    sich ein     scharf     nach hinten     gepfeilter    sekundärer Flügel 5 mit einer  geraden Vorderkante 6 oder - wahlweise - einer  Vorderkante 7, die unter einem stumpfen Winkel  gebrochen ist.

   Der sekundäre Flügel ist an der Hin  terkante mit den Wölbungsklappen 8 versehen, wel  che so angeordnet sind, dass sie durch Druckluft  angeblasen werden, wie es die Pfeile in den     Fig.    2  und 3 zeigen, und     zwar    durch     eine    Vorrichtung 10  hindurch, die an den     Kompressorteil    eines Vor  triebsmotors 9 des     Flugzeuges    angeschlossen ist.    Durch die Anordnung des sekundären Flügels 5  dicht vor und über dem     Hauptflügel    1 nehmen  die Wirbel des     sekundären    Flügels an Grösse und  Umfang zu, unter dem sehr günstigen Einfluss der  Luftströmung auf den Hauptflügel, wenn der An  stellwinkel, selbst auf hohe Werte, vergrössert wird.  



  Durch den Abfluss und die Beschleunigung der  Luftströmung an der Innenseite der Wirbel des  Hauptflügels werden die Wirbel des sekundären Flü  gels an die Oberseite des Hauptflügels gedrückt.  Durch die Beeinflussung von vorn wird eine Ab  lenkung der     Wirbel    von der Oberseite des sekun  dären Flügels aufwärts verhindert, und die Strö  mung in den dichten Kernen des Wirbelsystems des  sekundären Flügels wird auf diese Weise stabili  siert. Bereits bei kleinen     Anstellwinkeln    werden die       Wirbel    des sekundären Flügels an das Wirbel  system des Hauptflügels gebunden, und sie werden  bei zunehmendem     Anstellwinkel    parallel zu dem  Wirbelsystem des Hauptflügels entwickelt.

   Man er  hält dadurch eine gut ausgeglichene Entwicklung der  Strömung um das Flugzeug als Ganzes, und man  kann grosse     Trimmungsanstellwinkel    erreichen, unter  Aufrechterhaltung guter Stabilität und Steuerungs  fähigkeit.  



  Infolge der Wirkungen des Abflusses von dem  sekundären Flügel kann jede der Vorderkanten des  Hauptflügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen  werden, dessen Scheitel - wie aus     Fig.    3 ersichtlich  ist - an der Verlängerung oder nahe der Verlänge  rung einer Linie liegt, die durch die entsprechende  Flügelspitze des sekundären Flügels parallel zu der  Symmetrieachse des Flugzeuges geht, ohne dass die       Stabilitätseigenschaften    des Flugzeuges wesentlich  herabgesetzt werden. Damit nimmt das Seitenver  hältnis des Hauptflügels zu und gleichzeitig befin  det sich eine grössere Fläche des Hauptflügels ausser  halb des Bereiches des Abflusses von dem sekun  dären Flügel, woraus sich ein erhöhtes Auftriebs  vermögen des Flugzeuges ergibt.  



  Um die Sicht des Flugzeugführers zu verbessern  oder     um    eine Verkürzung des Flugzeuges zu er  möglichen, kann jede der Vorderkanten des sekun  dären Flügels unter einem stumpfen Flügel gebro  chen werden, ohne dass die aerodynamischen Eigen  schaften des Flugzeuges ernstlich beeinträchtigt wer  den, d. h. die Strömung, welche für den scharf     ge-          pfeilten    Flügel kennzeichnend ist, kann im wesent  lichen aufrecht erhalten werden.  



  Je nach der Form der Teile des Flugzeuges und  der Arbeitsweise der Trimmvorrichtungen     kann    die  optimale Lage des Hauptflügels und des sekundären  Flügels zueinander innerhalb gewisser Grenzen  schwanken.  



  Bei einem berechneten     Tragkraftoptimum    für  einen     Anstellwinkel    des Hauptflügels von 15-25   und für eine Auftriebsfläche des sekundären Flügels  von 15-30 % der Auftriebsfläche des Hauptflügels  beläuft sich der Abstand zwischen den Flügeln in  der Längsrichtung längs der x-Achse des Flugzeuges      auf weniger als die Hälfte der     Flügelwurzeltiefe,     und der Abstand zwischen den Flügeln in der Höhe  längs der     z-Achse    des Flugzeuges ist weniger als  ein Drittel der     Flügelwurzeltiefe    des sekundären  Flügels.

Claims (1)

1. PATENTANSPRUCH Flugzeug mit einem dünnen, scharf nach hinten gepfeilten Haupttragflügel und einem sekundären, vor dem Hauptflügel befindlichen Tragflügel, dadurch gekennzeichnet, dass der sekundäre Flügel so dicht vor und über dem Hauptflügel angeordnet ist, dass das an der Vorderkante des sekundären Flügels durch den gegen dessen Unterseite gerichteten Luft strom induzierte Wirbelsystem, das längs der Ober seite des sekundären Flügels wandert, abwärts an die Oberseite des Hauptflügels gedrückt wird und an das Wirbelsystem gebunden ist, welches in der gleichen Weise durch den gegen die Unterseite des Hauptflügels gerichteten Luftstrom erzeugt wird und längs der Oberseite des Hauptflügels wandert. UNTERANSPRÜCHE 1.

   Flugzeug gemäss Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass der sekundäre Flügel an seiner Hinterkante mit einer oder mehreren Wölbungs klappen versehen ist, die mit einer Vorrichtung zu sammenarbeiten, welche die Grenzschichtenströmung regelt, wobei die Klappen in ihrer abwärts abge bogenen Lage sich in Richtung der Höhe und der Länge im wesentlichen zwischen den Flügeln be finden. 2.

   Flugzeug gemäss Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass jede der Vorderkanten des Haupt flügels unter einem stumpfen Winkel gebrochen ist, dessen Scheitel - in der Horizontalebene der Flügel gesehen - an der Verlängerung oder nahe der Ver längerung einer Linie liegt, die sich durch die ent sprechende Flügelspitze des sekundären Flügels par allel zu der Symmetrieachse des Flugzeuges er streckt. 3. Flugzeug gemäss Unteranspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass auch jede der Vorderkanten des sekundären Flügels unter einem stumpfen Win kel gebrochen ist. 4.

   Flugzeug gemäss Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass für ein berechnetes Optimum der Tragkraft bei einem Anstellwinkel des Hauptflügels von<B>15-25'</B> und für eine Auftriebsfläche des se kundären Flügels von 15-30 % der Auftriebsfläche des Hauptflügels, sich der Abstand zwischen den Flügeln, in der Längsrichtung des Flugzeuges längs der x-Achse desselben gemessen, auf weniger als die Hälfte der Flügelwurzeltiefe beläuft und der Abstand zwischen den Flügeln, in Richtung der Höhe längs der z-Achse des Flugzeuges gemessen, weniger als ein Drittel der Flügelwurzeltiefe des sekundären Flügels ist.