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.
Airplane The present invention relates to an airplane having a thin, sharply swept main wing and a secondary wing which is arranged in front of the main wing.
In aircraft of this type with thin, sharply swept wings, the lift force is largely caused by eddies that form on the upper surface of the wing, even with a small angle of attack between the air flow and the lower surface of the wing. These eddies are the result of a separation of the air flow on the thin and swept front edges of the wings. The stability and flight characteristics of the aircraft vary greatly with the properties of the eddies and with the disturbances to which they are exposed during their run along the aircraft.
If the secondary wing is used as a trimming device, the trim force can be obtained by rotating the secondary wing so that its angle of attack is greater and / or by increasing the lift force of the secondary wing by means of flaps on the trailing edge, with or without boundary layer control.
In the known aircraft, where the longitudinal distance between the secondary and the main wing is relatively large and where the secondary wing is in a plane with the main wing or above, the desired increase in the angle of attack to values in the order of 15 or moreover difficult or impossible due to the fact that the vortices of the secondary wing are deflected upwards from the upper surface of the wing at these large angles. This results in a reduction in lift on the secondary wing and at the same time the vortices of the main wing stick to the upper surface of the main wing as a result of the runoff behind the secondary wing, the buoyancy of which remains undisturbed.
The result is a top-heavy moment on the plane.
If the vortices of the secondary wing are disturbed by downstream parts of the aircraft or by the air flow around these parts, the vortex flow may collapse as a result of the pressure increase in the dense vortex core, which leads to large and sudden changes in the lift force and which leads to moments acting on the aircraft. In the event of a sideslip of the aircraft, that vortex of the secondary wing which blows inward against the vertical fin causes a large local side runoff, which leads to very serious problems of directional stability and control.
If the dense vortex core is disturbed by the fin, the vortex can collapse and the dynamic pressure can be noticeably reduced, which has a detrimental effect on the directional stability and the activity of the rudder.
In aircraft of the above design, the secondary wing of which is arranged lower than the main wing, the vortices of the secondary wing move just below the main wing at small angles of attack and cause a considerable loss of lift force due to their suction effect on the underside of the main wing an upward tilting moment acting on the aircraft. If the angle of attack is increased,
then the vortices of the secondary wing are strongly disturbed within a limited angle of attack range by the leading edges of the main wing and collapse, resulting in a downward tilting moment in connection with a certain loss of lift force. With a further increase in the angle of attack, the vortices of the secondary wing suddenly sweep over the leading edge of the main wing at a certain angle of attack and act with full force on the air flow on the suction side of the main wing.
Here, the eddies formed on the leading edges of the main wing and covering the outer parts of the same are raised, and the aircraft suffers on the one hand a considerable loss of lift and on the other hand is subject to a large upward tilting moment.
The aim of the present invention is to provide an aircraft of the above type, in which the above-described disturbances of the stability and the trim position within the range of the angle of attack, as they correspond to normal Flugver ratios, are eliminated.
This is achieved according to the present invention in such a way that one arranges the secondary wing so close in front of and above the main wing that the vortex system induced at the leading edge of the secondary wing by the air flow against the underside of the same, along the top of the secondary wing migrates, is pressed down against the upper side of the main wing and is bound to the vortex system, which is formed in the same way on the main wing by the air flow directed against its underside and strokes along its upper side.
The invention will now be described in more detail with reference to the accompanying drawings.
Fig. 1 of the latter shows an aircraft according to the invention.
Figure 2 is a side view of the aircraft; it shows a valve blowing system which forms part of the device.
Figure 3 is a top plan view of the aircraft; it shows either wing shapes.
The aircraft shown in the drawings has a thin, sharply rearwardly swept main wing 1 with the tail surfaces 2. The main wing can have a leading edge 3, which is broken at an obtuse angle, as shown in FIG. 1, or one straight leading edge 4, as shown as an alternative in FIG. In front of the main wing there is a secondary wing 5 which is swept back sharply and has a straight leading edge 6 or - optionally - a leading edge 7 which is broken at an obtuse angle.
The secondary wing is provided at the rear edge with the flaps 8, wel che are arranged so that they are blown by compressed air, as shown by the arrows in Figs. 2 and 3, through a device 10 through the the compressor part of a propulsion engine before 9 of the aircraft is connected. Due to the arrangement of the secondary wing 5 close to and above the main wing 1, the vortices of the secondary wing increase in size and circumference, under the very favorable influence of the air flow on the main wing when the angle of attack is increased, even to high values.
Due to the outflow and acceleration of the air flow on the inside of the main wing vortices, the secondary wing vortices are pushed to the top of the main wing. By influencing from the front, a deflection of the vortices is prevented from the top of the secondary wing upwards, and the flow in the dense nuclei of the vortex system of the secondary wing is stabilized in this way. Even at small angles of attack, the vortices of the secondary wing are bound to the vortex system of the main wing, and they are developed parallel to the vortex system of the main wing as the angle of attack increases.
It maintains a well-balanced development of the flow around the aircraft as a whole, and allows large trim angles of attack, while maintaining good stability and controllability.
As a result of the effects of the runoff from the secondary wing, each of the leading edges of the main wing can be broken at an obtuse angle, the apex of which - as can be seen in Fig. 3 - is at the extension or near the extension of a line passing through the corresponding wing tip of the secondary wing goes parallel to the axis of symmetry of the aircraft without the stability properties of the aircraft being significantly reduced. This increases the Seitenver ratio of the main wing and at the same time there is a larger area of the main wing outside the area of the outflow from the secondary wing, which results in increased lift capacity of the aircraft.
In order to improve the pilot's vision or to shorten the aircraft, each of the leading edges of the secondary wing can be broken under a blunt wing without the aerodynamic properties of the aircraft being seriously impaired, d. H. the flow, which is characteristic of the sharply swept wing, can essentially be maintained.
Depending on the shape of the parts of the aircraft and the mode of operation of the trimming devices, the optimal position of the main wing and the secondary wing with respect to one another can vary within certain limits.
With a calculated optimum load capacity for an angle of attack of the main wing of 15-25 and for a lift surface of the secondary wing of 15-30% of the lift surface of the main wing, the distance between the wings in the longitudinal direction along the x-axis of the aircraft is less than that Half the wing root depth, and the distance between the wings in elevation along the z-axis of the aircraft is less than one third of the wing root depth of the secondary wing.