Aus zwei gelenkig miteinander verbundenen, sieh zu einem Flügelprofil ergänzenden Teilen bestehende Auftriebsklappe an Flugzeugen. Die Erfindung betrifft eine Auftriebs klappe an Flugzeugen, die aus zwei gelenkig miteinander verbundenen, sich zu einem Flü gelprofil ergänzenden Teilen besteht, im Schnellflug in einer Ausnehmung des Trag flügels untergebracht ist und beim Aus schwenken unter Bildung einer Düse zwi schen Klappe und festem Flügelteil die tragende Fläche vergrössert. Für derartige Auftriebsklappen ist eine Reihe von An triebsvorrichtungen bekannt, die insbesondere bei mehrteiligen Klappen aus einem verhält nismässig verwickelten System von Lenkern bestehen, durch das beim Verstellen die ver schiedenen Lagen der Klappenteile zueinan der und zu dem festen Flügelteil zwangläufig eingestellt werden.
Die Erfindung bezweckt eine Verein fachung der Lagerung und der Antriebsvor richtung für die Antriebsklappe. Der Erfin dung gemäss ist zu diesem Zweck die Klappe nur an einer einzigen Stelle, und zwar in der Nachbarschaft ihres Druckmittelpunktes, frei schwenkbar aufgehängt und die zuge hörige Schwenkachse am Ende von Armen angeordnet, die um eine flugzeugfeste Achse schwenkbar sind, sowie der als Hilfsruder wirkende Hinterteil der Klappe mit Mitteln zur Steuerung seiner Bewegung in bezug zum Klappenvorderteil versehen.
Die Einstellung der verschiedenen Klap penlagen beim Ausschwenken der besagten Schwenkachse kann dabei einerseits durch die Wanderung des Druckmittelpunktes an der Klappe, in dessen Nachbarschaft die Klappenschwenkachse liegt, und anderseits durch den als Hilfsruder wirkenden Klappen hinterteil geschehen. Dieser Hinterteil kann in beliebiger Weise gesteuert werden, zum Beispiel durch einen kleinen Elektromotor oder einen sonstigen Fernantrieb. Bei einer vorteilhaften Ausführungsform wird er über einen mit den vorgenannten Schwenkarmen verbundenen Lenker gesteuert.
Die flugzeug- fest gelagerte Schwenkachse der Schwenk arme ist zweckmässig vor der in Schnellflug lage befindlichen Auftriebsklappe angeord net, so dass die Klappe sich beim Ausschwen ken nach vorn bewegt, Dadurch kann die Wanderung des Druckmittelpunktes des Trag flügels, wie sie in dem Falle auftritt, wo die Auftriebsklappe beim Ausschwenken an der Flügelhinterkante verbleibt, vermieden wer den. Aus diesem Grunde ist diese Ausfüh rungsform besonders für schwanzlose Flug zeuge geeignet, bei denen ein Austrimmen einer auftretenden Druckmittelpunktwande rung nur unter grossen Schwierigkeiten mög lich ist. Selbstverständlich kommt sie auch für andere Flugzeugbauarten in Frage.
Die Zeichnung veranschaulicht zwei Aus führungsbeispiele des Erfindungsgegenstan des, und zwar zeigen: Fig. 1 bis 3 eine Ausführungsform, bei der die flugzeugfeste Achse der Schwenk arme der Auftriebsklappe etwa im mittleren Bereich der in Schnellfluglage befindlichen Klappe angeordnet ist, während Fig. 4 eine Ausführungsform zeigt, bei der die flugzeugfeste Achse der besagten Schwenkarme sich vor der in Schnellfluglage befindlichen Auftriebsklappe befindet.
Fig. 1 veranschaulicht dabei die Schnell fluglage der Auftriebsklappe, Fig. 2 die Lage der Klappe beim Start und Fig. 3 die Lage der Klappe bei der Lan dung.
In dem festen Flügelteil 1 ist die Achse 2 gelagert, auf der verdrehfest die Schwenk arme 3 über die Klappenspannweite verteilt bezw. an deren Enden angebracht sind. Die Auftriebsklappe besteht aus dem Vorderteil 4 und dem als Hilfsruder wirkenden Hinter teil 5, der an dem Vorderteil 4 um die Achse t: schwenkbar angelenkt ist. Die Klappe ist um die in der Nachbarschaft ihres Druck mittelpunktes liegende Achse 7 frei schwenk bar mit den Schwenkarmen 3 verbunden. Ein Lenker 8 greift einerseits am Schwenkarm 3 und anderseits am Klappenteil 5 an. In der Schnellfluglage (Fig. 1) liegen die Klappenteile 4 und 5 in einer Ausnehmung des festen Flügelteils 1 und ergänzen sich und diesen zu einem vollständigen Profil.
Für den Start werden zunächst die Schwenkarme 3 mit dem Klappenteil 4 in die aus der Fig. ? ersichtliche Lage gebracht. Gleichzeitig mit dein Schwenken in diese Lage wird über den Lenker 8 der Hinterteil 5 nach oben gezogen und durch die Ruder wirkung der Anstellwinkel des Vorderteils 4 vergrössert.
Der vordere Teil 4 der Klappe bildet mit dein festen Flügelteil 1 eine Düse; die Strömung in der Düse und die Lage des Druckmittelpunktes der Klappe bezw. die durch die Druckpunktwanderung hervor gerufene Schwenkung des Vorderteils 4 sowie die dadurch bedingte Schwenkung des Hin terteils 5 beeinflussen sieh gegenseitig, so dass je nach der Stellung der Schwenkarme 3 eine bestimmte Gleichgewichtslage eingestellt wird.
Für die Landung werden die Schwenk arme 3 etwa in die in Fig. 3 dargestellte Endstellung gebracht. Durch die Wanderung des Druckmittelpunktes gegen die Klappen nase ist der Vorderteil 4 auf grössten An s --tellwinkel eingestellt, während der Hinter teil 5 wieder nach. unten geschwenkt ist und dadurch die erzielte Wölbung noch ver grössert. Die erreichte Endlage des Vorder teils 4 kann dabei durch Anschläge an den Schwenkarenen 3 oder am festen Flügelteil 1 begrenzt sein; doch ist eine solche Einrich tung nicht unbedingt-, notwendig.
Wenn die durch die gezeigte einfache Lenkeranordnung erzielte Abhängigkeit der gegenseitigen Stel lungen der Schwenkarme und Klappenteile in ihrem Verlauf nicht befriedigt, so kann durch andere Mittel eine beliebige andere Ab hängigkeit hergestellt sein.
Das Profil der Klappe ist dabei hier im Hinblick auf ihr Druckpunktverhalten im Gegensatz zu andern Klappenbauarten von Bedeutung.
Die Ausnehiniuig im Tragflügelteil 1. ist der Form des Klappenteils 4, insbesondere an dessen Nase, genau angepasst. Dadurch be- s steht ein unter die Klappennase greifender Vorsprung, der beim Ausschwenken der Klappe deren Schrägstellung einleitet.
Unter Umständen kann man jedoh auf diesen An schlag verzichten; anderseits kann es auch notwendig sein, diesen Anschlag und dem entsprechend die Klappennase zumindest an einer oder wenigen Stellen längs der Spann weite so auszubilden, dass die zwangläufige Führung des Klappenteils 4 zu Beginn seiner Bewegung bis zu einem etwas grösseren Aus schlag reicht, als dies bei der gezeichneten Ausbildung der Fall ist.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 4 sind alle Teile, die der Ausführungsform nach den Fig. 1 bis 3 entsprechen, mit glei chen Bezugszeichen versehen. Mit vollen Linien ist die voll ausgeschwenkte Lage und mit strichpunktierten Linien die Schnellflug lage der Auftriebsklappe veranschaulicht. Bei dieser Ausführungsform befinden sich die flugzeugfeste Schwenkachse 2 und der Schwenkarm 3 erheblich vor der in Schnell fluglage befindlichen Auftriebsklappe. Diese Anordnung hat zur Folge, dass beim Aus schwenken die Klappe nach vorn gerückt wird. Infolgedessen wird die an sich mit dem Aus schwenken der Klappe verbundene Wande rung des Druckmittelpunktes am Tragflügel nach hinten ausgeglichen, und es sind daher keine besonderen Vorkehrungen zum Trim men erforderlich.
Bei einem gewissen An stellwinkel der Auftriebsklappe halten die Luftkraftmomente sich das Gleichgewicht. Verkleinert sich der Anstellwinkel, so schlägt der als Hilfsruder wirkende Hinterteil 5 in dem Sinne aus, dass der Anstellwinkel zu nimmt und umgekehrt.
Aircraft lift flaps consisting of two hingedly connected parts that complement a wing profile. The invention relates to a buoyancy flap on aircraft, which consists of two articulated parts that complement each other to form a wing profile, is housed in a recess of the support wing in high-speed flight and when pivoting off to form a nozzle between the flap and the fixed wing part Enlarged load-bearing area. For such buoyancy flaps, a number of drive devices is known that, especially in multi-part flaps, consist of a behaving entangled system of links through which the different positions of the flap parts zueinan and to the fixed wing part are inevitably set when adjusting.
The invention aims to simplify the storage and the Antriebsvor direction for the drive flap. According to the inven tion, the flap is only at a single point for this purpose, namely in the vicinity of its pressure center, suspended freely pivotable and the associated pivot axis is arranged at the end of arms that can pivot about an axis fixed to the aircraft, as well as the auxiliary rudder acting rear part of the flap is provided with means for controlling its movement in relation to the front part of the flap.
The setting of the different flaps penlagen when pivoting the said pivot axis can be done on the one hand by the migration of the pressure center point on the flap, in the vicinity of which the flap pivot axis is, and on the other hand by the flaps acting as an auxiliary rudder at the rear. This rear part can be controlled in any way, for example by a small electric motor or some other remote drive. In an advantageous embodiment, it is controlled via a link connected to the aforementioned swivel arms.
The pivot axis of the swivel arms, which is fixed to the aircraft, is expediently arranged in front of the lift flap which is in high-speed flight, so that the flap moves forward when it is swung out. where the lift flap remains on the trailing edge of the wing when pivoting out, avoided the who. For this reason, this Ausfüh approximate form is particularly suitable for tailless aircraft in which trimming an occurring Druckmittelpunktwande tion is only possible with great difficulty, please include. It goes without saying that it can also be used for other types of aircraft.
The drawing illustrates two exemplary embodiments of the subject invention, namely: Fig. 1 to 3 show an embodiment in which the aircraft-fixed axis of the pivot arms of the lift flap is arranged approximately in the middle region of the flap located in high-speed flight position, while Fig. 4 shows an embodiment shows, in which the aircraft-fixed axis of said swivel arms is located in front of the lift flap in the high-speed flight position.
Fig. 1 illustrates the rapid flight position of the lift flap, Fig. 2 the position of the flap at take-off and Fig. 3 the position of the flap at the landing.
In the fixed wing part 1, the axis 2 is mounted, on the torsionally fixed the pivot arms 3 distributed BEZW over the flap span. are attached at the ends. The buoyancy flap consists of the front part 4 and the rear part 5, which acts as an auxiliary rudder and which is hinged to the front part 4 about the axis t: pivotably. The flap is freely pivotable bar with the pivot arms 3 about the axis 7 lying in the vicinity of its pressure center point. A link 8 engages on the one hand on the swivel arm 3 and on the other hand on the flap part 5. In the high-speed flight position (Fig. 1) the flap parts 4 and 5 lie in a recess of the fixed wing part 1 and complement each other and this to form a complete profile.
For the start, the pivot arms 3 with the flap part 4 are first inserted into the position shown in FIG. obvious location. Simultaneously with your pivoting into this position, the rear part 5 is pulled upwards via the handlebar 8 and the angle of attack of the front part 4 is increased by the rudder effect.
The front part 4 of the flap forms with your fixed wing part 1 a nozzle; the flow in the nozzle and the position of the pressure center of the flap BEZW. the pivoting of the front part 4 caused by the pressure point migration and the resulting pivoting of the rear part 5 influence each other so that a certain equilibrium position is set depending on the position of the pivot arms 3.
For landing, the pivot arms 3 are brought approximately into the end position shown in FIG. Due to the migration of the center of pressure against the valve nose, the front part 4 is set to the largest angle of inclination, while the rear part 5 is adjusted again. is pivoted down and thereby increases the arching achieved. The end position reached by the front part 4 can be limited by stops on the pivot arenas 3 or on the fixed wing part 1; but such a facility is not absolutely necessary.
If the dependency of the mutual Stel lungs of the pivot arms and flap parts achieved by the simple link arrangement shown is not satisfied in its course, any other dependency can be made by other means.
The profile of the flap is important here with regard to its pressure point behavior in contrast to other flap types.
The recess in the wing part 1 is precisely adapted to the shape of the flap part 4, in particular to its nose. As a result, there is a projection reaching under the flap nose which initiates its inclined position when the flap is pivoted out.
However, under certain circumstances you can do without this stop; On the other hand, it may also be necessary to form this stop and the corresponding flap nose at least at one or a few points along the span so that the inevitable guidance of the flap part 4 at the beginning of its movement extends to a slightly larger blow than this the drawn training is the case.
In the embodiment of FIG. 4, all parts that correspond to the embodiment of FIGS. 1 to 3 are provided with the same reference numerals. The fully swiveled position is illustrated with full lines and the high-speed flight position of the lift flap is illustrated with dash-dotted lines. In this embodiment, the aircraft-fixed pivot axis 2 and the pivot arm 3 are located considerably in front of the lift flap which is in the high-speed flight position. This arrangement has the consequence that when pivoting off the flap is moved forward. As a result, the per se associated with the pivoting off the flap Wande tion of the pressure center point on the wing is compensated to the rear, and therefore no special precautions are required for trim men.
At a certain angle of adjustment of the lift flap, the air forces keep their balance. If the angle of attack decreases, the rear part 5 acting as an auxiliary rudder deflects in the sense that the angle of attack increases and vice versa.