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Flugzeug-Tragflügel od. dgl. tropfenschnittiger Quertriebkörper.
Die Erfindung betrifft eine Verbesserung eines Flugzeug-Tragflügels od. dgl. tropfenschnittigen
Quertriebkörpers nach Patent Nr. 128888, welcher mit einem von der Unter-zur Oberseite des Querschnittes C-förmig verlaufenden Umlenkquerspalt ausgestattet ist.
Die Verbesserung besteht gemäss der Erfindung in erster Linie darin, dass ein einziger Umlenkspalt mit einer annähernd über die ganze Flügeltiefe reichenden Schar von hintereinanderliegenden Einström- oder auch Ausströmquerspalten vorgesehen ist, wodurch der Flügel sozusagen in einen vorderen Aussen-und einen hinteren Innenflächenkörper geteilt ist, welche beiden Körper zusammen im Querschnitt eine gemeinsame äussere Stromlinienkörper-Umrissform aufweisen.
Gemäss der Erfindung ist ferner die Flügelaussenwand im Bereich der Ein-oder auch Ausströmquerspalten vorzugsweise so ausgeführt, dass sie aus sich fischschuppenförmig übergreifenden und miteinander nach vorne bzw. nach hinten führende Einström-bzw. Ausströmgänge bildenden Querlamellen besteht, die gegebenenfalls mittels einer gemeinsamen Steuervorrichtung auf Schliessen oder Öffnen verstellbar sind.
In der Zeichnung ist die Erfindung durch eine beispielsweise Ausführungsform schematisch veranschaulich und zeigt diese im Querschnitt durch Fig. 1 einen gemäss der Erfindung ausgebildeten Flugzeug-Tragflügel und durch Fig. 2 vergrössert einen zugehörigen Einströmquerspalt.
Der Quertriebkörper besteht gemäss der Ausführung nach Fig. 1 aus einem Innenflächenkörper 7 und einem diesen vorgelagerten Aussenflächenkörper 8, der mit dem Innenflächenkörper zusammen im Querschnitt einen nahezu vollkommenen Stromlinien-Aussenumriss und einen Umlenkleitgang 2, beispielsweise in Form einer Querspaltdüse ergibt, dessen bzw. deren in der Umrisslinie befindliche Mündungen zunächst je einen vordersten unteren Einströmquerspalt 3 und oberen Austrittsquerspalt 4 bilden, welch letzterer im hinteren Teil der Gipfelzone G gelegen ist, an die sich die Hauptzone H anschliesst.
Ausserdem weist der Aussenflächenkörper 8 an der Unterseite bzw. Druckfläche noch mehrere hintereinander liegende Ein trömspalten ss, n auf, wobei alle Spalten in der Körperwandung so ausgebildet sind, dass VOI'iintell naeh vorne gerichtete, z. B. ansteigende Einströmgänge entstehen, folglich ein Abstrom der ausg verteten Druckstrommassen in den Umlenkspalt 2 erst nach Umkehr um etwa 180 erfolgt und die Druckiläche dem Arbeitsstrom im aerodynamischen Sinne möglichst ungestört, d. h. stufenlos erhalten bleibt.
An der Oberseite bzw. Unterdruckfläche in der Hauptzone H sind gleichweise noch hintereinanderliegende Ausströmspalte 5 vorgesehen, die in der Körperwandung von vorne nach hinten gerichtet verlaufen, so dass der Abfluss der Umlenkströmung möglichst ungestört in das Unterdruckfeld erfolgen kann.
Der im wesentlichen durch die Reibung und Stauung der Druckströmung und durch den Einfluss des oben an der Gipfelzone G bzw. Hauptzone H gebildeten Unterdruckfeldes geförderte Druckstrom streicht somit nach Eintritt durch die Mündungsspalte 3, 10, 11 in den unteren Ast des Umlenkquerspaltes zuerst nach vorn, sodann nach Umlenkung nach hinten und mündet in der Zone G bzw. H des Unterdruckfeldes aus.
Durch die Führung der auf der Druckseite innerhalb der Querschnittsumrisslinie gelegenen Einströmgänge von unten rückwärts nach innen vorne wird je nach dem Anstellwinkel des Quertriebskörpers und der dadurch hervorgerufenen Änderung der Stauschichte unter dem Einfluss der Druck-
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strömung sowie den Einfluss des Unterdruckfeldes eine selbsttätige Regelung des Durchstromes von der Druck-zur Unterdruckseite erzielt, die besonders bei der Loslösung der Stromfäden auf der Flügeloberseite zur Ausnutzung kommt und gleichzeitig eine Regelung der Unterdruckverhältnisse herbeiführt. Damit die jeweils am Orte der grössten Unterdruckwirkung liegenden Ausströmspalte sich selbsttätig öffnen, sind die jeweilig aussenseitigen Wandhinterenden als federnd biegsame Mappenzungen ausgebildet.
Eine vorzugsweise Ausbildung des Aussenflügels im Bereiche der Ein-und Ausströmquerspalten ergibt sich laut Zeichnung durch fischschuppenartige Lamellenschichtung seiner Wandung. Und zwar werden bei dieser Ausführung die einzelnen Querlamellen, Bänder, Streifen od. dgl. derart sich zum Teil gegenseitig überdeckend gelagert, dass jeweils die Hinterkante einer Querlamelle, die gleichzeitig die Hinterkante 12, 13 des Mündungsspaltes bildet, durch die Vorderkante 14, 15 der folgenden Querlamelle nach innen zu überlagert wird. Durch diese Überlagerung der einzelnen Lamellen od. dgl. entsteht im Ausmass deren gegenseitigen Überdeckung ein Querspalt, dessen Querschnitt den Erfordernissen entsprechend durch Abstandskeile od. dgl. bzw. auch durch eine abstandhaltende Ausbildung des Bespannungsmaterials bestimmt werden kann.
Diese Ausbildungsart ist für die Herstellung der untersowie oberseitigen Wände der Quertriebskörper, insbesondere Tragflügel, vorgesehen und können dazu federnd biegsame Werkstoffe verwendet werden. Die Einströmgänge bzw.-spalten können z. B. gemäss Fig. 2 mittels Spreizhebel-od. dgl. Vorrichtungen, die durch einen gemeinsamen Schnurzug miteinander gekuppelt sind, gemeinsam geöffnet oder geschlossen werden.
In analoger Weisewie an denBeispielen für Quertriebskörper bzw. Flugzeug-Tragflächen beschrieben, können auch tropfenschnittige Treib-. und Hubschraubenflügel, Turbinenlaufradflügel, Schiffssegel u. dgl. ausgebildet werden.
PATENT-ANSPRÜCHE :
EMI2.1
mit einem von der Unter-zur Oberseite des Querschnittes C-förmig verlaufenden Umlenkquerspalt, dadurch gekennzeichnet, dass ein einziger Umlenkquerspalt (2) mit einer annähernd über die ganze Flügeltiefe reichenden Schar von hintereinanderliegenden Einström- oder auch Ausströmquerspalten (4, 5 bzw. 3, 10, 11) vorgesehen ist.
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Airplane wing or the like, teardrop-shaped transverse drive body.
The invention relates to an improvement of an aircraft wing or the like
Transverse drive body according to patent no. 128888, which is equipped with a deflection transverse gap running in a C-shape from the bottom to the top of the cross section.
According to the invention, the improvement consists primarily in the fact that a single deflection gap is provided with a set of inflow or outflow transverse gaps one behind the other that extends over almost the entire wing depth, so that the wing is divided into a front outer and a rear inner surface body, so to speak. which two bodies together have a common outer streamlined body outline shape in cross section.
According to the invention, the outer wall of the wing in the area of the inflow or outflow transverse gaps is preferably designed in such a way that it consists of inflow or outflow crossings which overlap in the shape of fish scales and which lead to the front or rear. There is cross lamellae forming outflow passages, which are optionally adjustable to close or open by means of a common control device.
In the drawing, the invention is schematically illustrated by an exemplary embodiment and shows this in cross section through FIG. 1 an aircraft wing constructed according to the invention and, enlarged through FIG. 2, an associated transverse inflow gap.
According to the embodiment according to FIG. 1, the transverse drive body consists of an inner surface body 7 and an outer surface body 8 in front of it, which together with the inner surface body in cross section results in an almost perfect streamlined outer contour and a deflecting duct 2, for example in the form of a transverse gap nozzle Orifices located in the outline initially each form a foremost lower inflow transverse gap 3 and an upper exit transverse gap 4, the latter being located in the rear part of the summit zone G, to which the main zone H adjoins.
In addition, the outer surface body 8 on the underside or pressure surface also has several one behind the other trömspalten ss, n, all gaps in the body wall are designed so that VOI'iintell near the front, z. B. rising inflow passages arise, consequently an outflow of the verteten pressure flow masses in the deflection gap 2 only after reversal by about 180 and the pressure area the working flow in the aerodynamic sense as undisturbed as possible, d. H. is maintained continuously.
On the top or negative pressure surface in the main zone H there are also consecutive outflow gaps 5, which run in the body wall from front to rear so that the deflection flow can flow out into the negative pressure field as undisturbed as possible.
The pressure flow, which is conveyed essentially by the friction and stagnation of the pressure flow and by the influence of the negative pressure field formed at the top zone G or main zone H, thus first sweeps forward after entering through the mouth gaps 3, 10, 11 into the lower branch of the deflection transverse gap, then after deflection to the rear and opens into zone G or H of the negative pressure field.
By guiding the inflow ducts located on the pressure side within the cross-sectional outline from the bottom back to the inside front, depending on the angle of incidence of the transverse drive body and the resulting change in the stagnation layer under the influence of the pressure
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flow as well as the influence of the negative pressure field, an automatic regulation of the flow from the pressure to the negative pressure side is achieved, which is used particularly when the flow threads on the upper side of the wing are released and at the same time regulates the negative pressure conditions. So that the outflow gaps located at the location of the greatest negative pressure effect open automatically, the respective outer wall rear ends are designed as resiliently flexible folder tongues.
A preferred design of the outer wing in the area of the inflow and outflow transverse gaps results, according to the drawing, from a fish scale-like lamellar layering of its wall. In this embodiment, the individual transverse lamellae, bands, strips or the like are stored so that they partially overlap one another in such a way that the rear edge of a transverse lamella, which at the same time forms the rear edge 12, 13 of the mouth gap, is passed through the front edge 14, 15 of the following transverse lamella is superimposed inwards. This superposition of the individual lamellas or the like creates a transverse gap to the extent that they overlap each other, the cross-section of which can be determined by spacing wedges or the like or by a spacing design of the covering material.
This type of training is intended for the production of the walls on the underside and on the top of the transverse drive bodies, in particular the wings, and resiliently flexible materials can be used for this purpose. The inflow passages or columns can, for. B. according to FIG. 2 by means of a spreading lever od. Like. Devices that are coupled to one another by a common pull cord, are opened or closed together.
In a manner analogous to that described in the examples for transverse drive bodies or aircraft wings, drop-cut propulsion systems can also be used. and jackscrew blades, turbine impeller blades, ship sails and the like. Like. Be trained.
PATENT CLAIMS:
EMI2.1
with a transverse deflection gap running in a C-shape from the bottom to the top of the cross-section, characterized in that a single transverse deflection gap (2) with a set of inflow or outflow transverse gaps (4, 5 or 3, 10, 11) is provided.