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Rohrförmiger, einen Tunnel bildender Flugzeugflügel Die Erfindung
bezieht sich auf einen rohrförmigen, einen Tunnel bildenden Flugzeugflügel mit Doppelwandung,
der mindestens auf einem Teil seiner Länge einen sich von vorn nach hinten zu erweiternden
Diffusor bildet und dessen ringförmiger Hohlraum unter Überdruck steht.
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Der Zweck der Erfindung besteht darin, die Wandungen des Flugzeugflügels
mindestens auf einem großen Teil ihrer Länge von nach innen, d. h. nach der Achse
des Flugzeugflügels zu gerichteten Beanspruchungen zu entlasten und dafür zu sorgen,
daß die auf diese Wandungen wirkenden Beanspruchungen von innen nach außen gerichtet
sind, so daß diese Wandungsflächen im wesentlichen nur Zugspannungen unterworfen
sind, welchen sie bekanntlich viel leichter ohne störende Formveränderungen widerstehen
können als Druckbeanspruchungen. Man erhält so eine sehr leichte Flügelbauart.
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Zu diesem Zweck wird erfindungsgemäß dafür gesorgt, daß der Überdruck
im ringförmigen Hohlraum in seiner Größe so geregelt ist, daß er niedriger als der
statische Druck im größten Teil des Diffusors, aber höher als der statische Druck
gegen den Außenumfang des Flügels ist.
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Wird der Innenseite der ringförmigen Innenwand ein sich von vorn nach
hinten erweiternder Querschnitt gegeben, so daß diese Innenwand für die das Tunnelinnere
axial durchströmende Luft eine Art Diffusor bildet, durch den ein Teil der Luftgeschwindigkeit
in Druck umgewandelt wird, so sind die auf die Innenseite der ringförmigen Innenwand
wirkenden Drücke größer als die auf die Außenseite dieser Innenwand im Innern des
Doppelwandungshohlraums wirkenden.
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Der so erzeugte, auf die Innenseite der Innenwand wirkende und von
innen nach außen gerichtete Druck stellt also einen gewissen Prozentsatz des beim
Fliegen auftretenden dynamischen Drucks dar. Ein weiterer dynamischer, beim Fliegen
auftretender Luftdruck wird auf das Innere der Doppelwandung übertragen, wobei die
Lage und die Größe der Einlaßöffnungen, die zur Erzeugung eines dynamischen Luftdrucks
im Innern der Doppelwandung notwendig sind, derart gewählt sind, daß der im Innern
der Doppelwandung auftretende Druck geringer ist als der auf die Innenseite wirkende,
durch die genannte Diffusorwirkung erzeugte Druck, aber größer ist als der im Fluge
auf die Außenseite der Außenwand der Doppelwandung wirkende Druck. Die Folge davon
ist, daß auch die auf die Außenwand wirkende Differenz zwischen dem im Innern der
Doppelwandung herrschenden Druck und dem auf die Außenwand wirkenden Druck nach
außen, d. h. von der Tunnelachse fort, gerichtet ist.
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Da bei dem Erfindungsgegenstand sowohl die auf die Außenseite als
auch die im Innern der Doppelwandung wirkenden Drücke im wesentlichen dynamische
Drücke sind, die sich mit der Fluggeschwindigkeit im gleichen Sinne ändern, wird
die für die Erfindung charakteristische Wirkung, nämlich lediglich Zugspannungen
sowohl in den Außen- als auch in den Innenwänden der den Tunnel bildenden Doppel-,vandung
zu erzeugen, selbsttätig für sämtliche Fluggeschwindigkeiten sichergestellt.
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Selbstverständlich ist im Fluge wegen des positiven Anstellwinkels
des ringförmigen Flügels der auf die obere Hälfte der Außenwand wirkende, nach außen
gerichtete resultierende Druck größer als der auf die untere Hälfte der Außenwand
wirkende resultierende Druck, da bei der Außenwand der nach außen gerichtete Innendruck
mit der auf die obere Hälfte der Außenwandung wirkenden, aerodynamischen Saugwirkung
gleichgerichtet ist, während in der unteren Hälfte der Außenwand der auf die Außenseite
wirkende Druck dem Innendruck entgegengerichtet ist, wobei jedoch der Innendruck
größer ist als der Außendruck.
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Es sei noch darauf hingewiesen, daß es bei flachen, hohlen Flügeln
schon bekannt ist, im Innern des von dem Flügel gebildeten Hohlraums einen dynamischen
Luftdruck
zu erzeugen und zu diesem Zweck den beim Fliegen auftretenden Relativwind in das
Flügelinnere durch geeignete Öffnungen eintreten zu lassen und die so in das Flügelinnere
gelangte Luft durch gedrosselte Auslaßöffnungen wieder austreten zu lassen. Hierzu
ist jedoch zu bemerken, daß die bei einem gestreckten Flügel auf die Flügelwandungen
wirkenden Beanspruchungen wesentlich anderer Natur sind als die bei einem tunnelförmigen
Flügel in den Wandungen auftretenden Beanspruchungen. Dazu kommt, daß, selbst wenn
man die bekannten, mit innerem dynamischem Druck arbeitenden gestreckten Flügel
zu einem Tunnel biegen würde, die auf diese Weise einen praktisch zylindrischen
Tunnelinnenraum begrenzende Unterseite der bekannten Flügel durch den im Flügelhohlraum
herrschenden Überdruck nach innen gerichteten Drücken ausgesetzt sein würde, was
eine sehr kräftige Ausbildung dieser Innenwand und damit eine starke Erhöhung des
Flügelgewichtes mit sich bringen würde.
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Besonders zweckmäßig ist die Anwendung der Erfindung in dem Fall,
daß die Außen- und Innenwandung des tunnelförmigen Flügels aus verhältnismäßig schwachen
und mehr oder weniger nachgiebigen Bekleidungen besteht, die auf einem im Hohlraum
der Doppelwandung angebrachten starren Traggerippe angebracht sind.
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In den Zeichnungen ist die Erfindung an Hand mehrerer Ausführungsbeispiele
näher erläutert.
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Fig. 1 und 2 sind Diagramme zur Erläuterung der Erfindung; Fig. 3
und 4 zeigen in einem Axialschnitt bzw. in einem Schnitt längs der Linie IV-IV der
Fig. 4 einen erfindungsgemäßen Tunnelflügel; Fig. 5 zeigt in größerem Maßstab eine
Abwandlung des Tunnelflügels, welche die Befestigung der Flügelbespannung an dem
Gerippe betrifft; Fig. 6 zeigt schaubildlich in größerem Maßstab ein für die Anordnung
der Fig. 3 benutztes Rückschlagventil ; Fig. 7 zeigt in gleicher Weise einen anderen
Aufbau eines derartigen Rückschlagventils; Fig. 8 ist eine schematische Ansicht,
welche zum Teil in einem Axialschnitt und zum Teil in Seitenansicht einen erfindungsgemäßen
Hohlkörper zeigt, welcher gleichzeitig einen Tunnelflügel für Unterschallflug und
das Gehäuse eines Staustrahltriebwerks bildet; Fig. 9 ist ein Schnitt längs der
Linie IX-IX der Fig. 8 ; Fig. 10 bis 12 sind Ansichten in größerem Maßstab, welche
Einzelheiten des Aufbaus der Fig. 8 zeigen; Fig. 13 zeigt in ähnlicher Weise wie
Fig. 8 einen hohlen Tunnelflügel für Überschallflug; schließlich ist Fig. 14 eine
vergrößerte Ansicht einer Einzelheit der Fig. 13.
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Vor der genaueren Beschreibung von Ausführungsbeispielen der Erfindung
sei definiert, was unter dem Ausdruck »außen« zu verstehen ist, wenn er sich auf
Drücke bezieht, welche auf erfindungsgemäße Bespannungselemente wirken.
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Die Richtung nach »außen« ist die, welche von dem Innenraum des aerodynamischen
Teils zu der diesen umgebenden Außenatmosphäre führt.
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In dem Fall eines Flügels mit dem üblichen Aufbau zeigt ein Querschnitt
(d. h. ein Schnitt durch eine zu der Längsrichtung des Flugzeugs senkrechte Ebene)
nur einen Bespannungsumriß, und der obige »Innenraum« ist das von dieser Bespannung
begrenzte Volumen. Hier ist kein Mißverständnis möglich, und der »Innenraum« ist
das Innere des Flügels.
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Bei einem hohlen Tunnelflügel zeigt jedoch ein Querschnitt der in
Fig. 4 und 9 dargestellten Art zwei verschiedene Bekleidungsabschnitte, von denen
der Abschnitt E mit der Außenatmosphäre in Berührung steht und nachstehend äußerer
Bekleidungsabschnitt genannt ist, während der andere Abschnitt I mit dem durch den
von dem Flügel gebildeten Tunnelraum T strömenden Luftstrom (oder Strom aus einem
Gemisch von Luft und Gas) in Berührung steht und nachstehend innerer Bekleidungsabschnitt
genannt ist.
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Der Ringraum A zwischen den inneren und äußeren Bekleidungsabschnitten
I und E bildet das Innere des Flügels, der Ausdruck »Innenraum« des Flügels bezeichnet
jedoch den durch den inneren Bekleidungsabschnitt I begrenzten Tunnelraum T.
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Wenn daher nachstehend angegeben ist, daß ein Bekleidungselement einem
nach »außen« gerichteten Druck unterworfen ist, so bedeutet dies, daß dieser Druck
von dem Innern des Tunnels zu der den Flügel umgebenden Atmosphäre gerichtet ist.
Bei dieser Definition ist ein auf einen Punkt des inneren Bekleidungsabschnitts
I in Richtung auf das Innere des Flügelraums ausgeübter Druck ein nach außen gerichteter
Druck, da er in bezug auf den Tunnelraum nach außen gerichtet ist.
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Zur Erläuterung der Erfindung an einem besonders einfachen Fall sei
angenommen, daß ein stromlinienförmiger Tunnelkörper in Form eines Umdrehungskörpers
hergestellt werden soll.
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Dieser Hohlkörper kann z. B., wie schematisch in Fig. 3 und 4 gezeigt,
aus einem starren Gerippe bestehen, welches z. B. durch Rippen 9 gebildet wird,
welche durch Verstrebungsteile 10 miteinander verbunden sind, sowie aus einem dünnen
biegsamen Überzug I-E (zweckmäßig eine Platte aus Leichtlegierung), welcher an dem
Gerippe längs Befestigungslinien befestigt ist, z. B. durch Schweißen oder Nieten,
oder noch besser durch Ankleben..
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Diese Befestigungslinien grenzen in der nachgiebigen Bekleidung eine
Vielzahl von an einander anstoßenden Elementen ab, welche, wie oben angegeben, als
ebenso viele an: ihrem Umfang eingespannte dünne Platten angesehen werden können.
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Vor einer näheren Erläuterung der Erfindung sei untersucht, wie sich
ein solcher stromlinienförmiger Körper im Flug verhält, wenn der Druck auf der Innenseite
des stromlinienförmigen Körpers in. jedem Augenblick im wesentlichen gleich dem
statischen Druck der umgebenden Atmosphäre ist.
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Fig. 1 zeigt im Längsschnitt einige Stellungen der neutralen Fläche
P eines Bekleidungselements E, welches der Einwirkung aerodynamischer Kräfte beim
Flug der Maschine ausgesetzt ist.
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Da die Bekleidung E sehr dünn ist, setzt sie praktisch Biegungsbeanspruchungen
keinen Widerstand entgegen. Genauer ausgedrückt, in dem Bekleidungselement entstehen
bei Biegungsbeanspruchungen nur innere (positive oder negative) Kräfte, wobei der
sie darstellende Vektor in der Ebene P liegt.
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Die Nullstellung (d. h. die Stellung bei Fehlen des Fahrtwindes) der
Fläche F ist die Stellung I, bei welcher die Fläche leicht konvex nach außen gebogen
ist. Wenn die Flugmaschine eine gegebene Geschwindigkeit erreicht, ist der auf die
Außenwand des Bekleidungselements wirkende Druck infolge der auftretenden Wirbel
veränderlich, und die auf dieses Element ausgeübten Beanspruchungen sind pulsierend,
weil
sie abwechselnd in entgegengesetzten Richtungen auftreten.
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Die neutrale Fläche P schwingt dann zwischen zwei Grenzstellungen
(Stellung II und Stellung III) hin und her, welche auf entgegengesetzten Seiten
der Nullstellung (Stellung I) liegen. Es können sogar während dieser Schwingungen
des Bekleidungselements Umkehrstellen in dem Profil desselben auftreten (für die
Stellung IV gezeigter Fall).
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In jedem Fall sind derartige Schwingungen, welche durch einen periodischen
Übergang von einer Seite der Nullstellung der neutralen Fläche P auf die andere
gekennzeichnet sind, von einem periodischen Zeichenwechsel der inneren Kräfte in
der Bekleidung begleitet, welche dann abwechselnd positiv und negativ sind.
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Nun ist es bekannt, daß ein derartigen Änderungen der Richtung der
inneren Kräfte ausgesetzter Werkstoff infolge einer schädlichen Veränderung seiner
Kristallstruktur schnell Ermüdungserscheinungen zeigt. Hieraus ergibt sich, daß
eine unter diesen Bedingungen arbeitende Bekleidung schnell durch Zerreißen betriebsunfähig
wird, wobei diese Zerstörung um so schneller auftritt, je größer die Fluggeschwindigkeit
ist (wobei bei Überschallgeschwindigkeiten Stoßwellen auftreten, welche längs des
Profils fortschreiten und pulsierende Überdrücke erzeugen).
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Zusammenfassend kann gesagt werden, daß eine dem Fahrtwind ausgesetzte
Bekleidung normalerweise bedeutenden inneren Ermüdungskräften unterworfen ist, welche
von Sekundärerscheinungen herrühren und schnell ein Zerreißen der Bekleidung bewirken,
welche dann vorzeitig »gealtert« erscheint.
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Es ist zu bemerken, daß derartige Erscheinungen (Schwingungen des
Bekleidungselements beiderseits seiner Nullstellung) gegebenenfalls auch durch thermische
Ursachen verursacht sein können (Ausdehnung der an ihrem Umfang eingespannten Elemente).
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Andererseits ist es klar, daß derartige Schwingungen der Bekleidung
zusätzliche Ermüdungserscheinungen des Gerippes des Flugzeugs hervorrufen.
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Bisher war es zur Vermeidung des Auftretens der obigen schädlichen
Erscheinungen üblich, sich ausschließlich auf die Festigkeitseigenschaften des Werkstoffes
zu verlassen, was dazu führte, übermäßige Werte für die Dicke der Bekleidung und
für das Gerippe zu wählen, in der Hoffnung, daß eine in geeigneter Weise verteilte
zusätzliche Werkstoffmenge unerwünschte Schwächungen verhindern würde.' Eine derartige
Lösung bedingt jedoch automatisch eine Erhöhung des Gewichts des Luftfahrzeugs,
was natürlich ein ernsthafter Nachteil ist, insbesondere bei einem Flugzeug, welches
lotrecht aufsteigen. soll.
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Beispielshalber und nur um zu zeigen, wie wichtig es ist, das Gewicht
eines einem Flugzeug angehörenden stromlinienförmigen Hohlkörpers zu verringern,
sei angegeben, daß bei einem Flugzeug mit einem ringförmigen Tragflügel das Gewicht
des Flügels im Mittel 300/o des Flugzeuggewichts ausmacht und daß bei einem Staustrahltriebwerk
das Gewicht des Gehäuses desselben im Mittel 800/o des Gesamtgewichts des Flugzeugs
ausmacht.
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Der Hauptzweck der Erfindung besteht daher darin, das Gewicht eines
beliebigen stromlinienförmigen Körpers zu verringern, ohne daß die von den obigen
gefährlichen Erscheinungen herrührenden Gefahren auftreten.
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Erfindungsgemäß werden, wie schematisch in Fig. 2 dargestellt, auf
den beiden Seiten des betrachteten Bekleidungselements nicht wesentlich gleiche
Drücke erzeugt, sondern das Bekleidungselement wird den entgegengesetzten Wirkungen
eines einwärts gerichteten Drucks p0 und eines auswärts gerichteten Drucks p1, welcher
höher als p0 ist, ausgesetzt, so daß in diesem Bekleidungselement eine Vorbeanspruchung
entsteht, welche eine Biegung der neutralen Fläche P nach außen in bezug auf ihre
Nullstellung bewirkt, welche von dieser Fläche eingenommen würde (Stellung I), wenn
der gleiche Druck auf beiden Seiten des Elements vorhanden wäre.
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Dieser vorgespannte Zustand der Fläche P (Stellung II) entspricht
dem Ruhezustand (kein Fahrtwind). Wenn. das Flugzeug auf seiner Bahn auf seine Geschwindigkeit
kommt, erzeugt die auf der Außenseite auftretende Saugwirkung eine pulsierende Gleichgewichtsstörung
der vorhandenen Kräfte, so daß eine Schwingung der Bekleidung beiderseits der vorgespannten
Stellung 1I auftritt.
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Unter Berücksichtigung der unter verschiedenen Flugbedingungen auftretenden
aerodynamischen Beanspruchungen (welche für einen gegebenen Tragflügelquerschnitt
berechnet werden können) ist es stets möglich, für den inneren Druck p, einen so
hohen Wert zu bestimmen., daß er unter allen praktisch vorkommenden Bedingungen
verhindert, daß das Bekleidungselement auf die andere Seite der Nullstellung kommt.
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Anders ausgedrückt, der Druck p1 kann so gewählt werden, daß die Schwingungen
der Bekleidung praktisch stets in einer Zone erfolgen, welch in bezug auf die Nullstellung
praktisch vollständig auf der äußeren Seite liegt.
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Unter diesen Bedingungen ist das Bekleidungselement nicht mehr erheblichen
Ermüdungserscheinungen wechselnder Richtung ausgesetzt, wie dies unter den in Fig.
1 betrachteten Bedingungen der Fall wäre. Die Amplitude der Schwingungen ist viel
kleiner als bei Schwingungen beiderseits der Nullstellung, so daß die durch die
Verformung der Bekleidung erzeugten aerodynamischen Kräfte erheblich kleiner werden
und sich die Bekleidung elastisch entsprechend den normalen Biegungsgesetzen zwischen
einer Stellung kleinster Konvexität und einer Stellung größter Konvexität verstellt,
welche beide in bezug auf die Nullstellung auf der Außenseite liegen.
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Da ferner die Frequenz der Schwingungen höher ist, wird die Schwingungsbewegung
besser gedämpft, da die in Bewegung gesetzten Massen kleiner sind und die durch
die Veränderung der Wölbung der Profile ausgelösten aerodynamischen Erscheinungen
(welche die Schwingungen aufrechterhalten) nur mit einer geringen Phasenverschiebung
wirksam werden.
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Die Verringerung der Ermüdungserscheinungen der Bekleidung macht es
daher möglich, nicht nur die Bekleidung, sondern auch das Gerippe 1 (falls ein solches
vorhanden ist) kleiner zu machen, so daß man schließlich ein Flugzeug erhält, welches
leichter ist als ein in der üblichen Weise aufgebautes Flugzeug und dessen Flugsicherheit
und Lebensdauer erheblich vergrößert werden.
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Zur Angabe der Größenordnung der Gewichtsersparnis, welche so erhalten
werden kann, sei angegeben, daß diese für einen Ringflügel etwa 500/o beträgt.
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Es ist zu bemerken, daß der Wert des Drucks p1 nicht unbedingt der
gleiche für alle Elemente der Bekleidung ist. Tatsächlich wird dieser Druck zweckmäßig
dein durch die äußere Strömung erzeugten Ermüdungserscheinungen angepaßt, wobei
die Vorbeanspruchung (und somit der innere Druck) um so
größer ist,
je größer die Ermüdungsbeanspruchungen sind.
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Um jedoch die Maschine nicht zu kompliziert zu machen und eine Unterteilung
in eine zu große Zahl von Abteilungen zu vermeiden (was schließlich wieder zu einer
Vergrößerung des Gesamtgewichts führen würde), kann man innerhalb des Hohlkörpers
nur eine begrenzte Zahl von getrennten Abteilungen vorsehen, deren jede einem Bekleidungsabschnitt
entspricht, in welchem die von der äußeren Luftströmung herrührenden. Ermüdungsbeanspruchungen
größenordnungsmäßig die gleichen sind, wobei dann jede dieser Abteilungen einem
geeigneten Druck ausgesetzt wird.
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Es war ausgeführt worden, daß der innere Druck p1 zweckmäßig örtlich
der auf die Bekleidung ausgeübten Ermüdungsbeanspruchung angepaßt ist. Die betreffende
Ermüdungsbeanspruchung ist nun nicht nur längs des Profils für einen gegebenen Wert
der Geschwindigkeit des Fahrtwindes veränderlich, sondern ändert sich auch an jedem
Punkt der Bekleidung mit dieser Geschwindigkeit.
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Es- ist daher zweckmäßig, den inneren Druck p1 entsprechend den Veränderungen
der Fluggeschwindigkeit der Maschine zu verändern, wobei dieser Druck um so höher
ist, je höher die Fluggeschwindigkeit selbst ist.
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Zur Erzeugung des inneren Drucks p1 kann ein an Bord der Maschine
aufgestellter Druckerzeuger benutzt werden (z. B. durch Luftentnahme von einer in
dem Flugzeug vorhandenen Verdichterstufe). Zweckmäßiger wird jedoch hierfür, wie
nachstehend angenommen, der dynamische Druck oder ein genügend hoher örtlicher statischer
Druck benutzt, welcher von dem umgebenden Mittel auf einige Gebiete der Flügel-Bekleidung
ausgeübt wird.
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Hierdurch erhält man eine Druckquelle, deren erster Vorteil darin
besteht, daß sie vollkommen betriebssicher ist, da sie nicht gestört werden kann;
außerdem kostet sie nichts. Außerdem ändert sich in den meisten Fällen der örtliche
statische Druck unter gegebenen Flugbedingungen längs des Profils zwischen Werten,
welche sehr verschieden voneinander sind. Es ist daher möglich, längs des Profils
eine Zone zu finden, in welcher ein für die Herstellung des gewünschten Überdruckzustandes
in einer gegebenen Innenabteilung des Flugzeugs geeigneter Druck entnommen werden
kann.
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Da schließlich der dynamische Druck mit der Fluggeschwindigkeit zunimmt,
ändert sich der innere Druck selbsttätig in der gewünschten Weise, wenn sich die
Geschwindigkeit der Maschine ändert.
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Fig. 3 und 4 zeigen die Anwendung der Erfindung auf einen tunnelförmigen
Hohlkörper, welcher z. B. den ringförmigen Tragflügel eines Flugzeugs bilden soll.
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In diesem Fall kann der gleiche Druck p1 für die Gesamtheit des Ringraums
A des Flügels vorgesehen werden, wobei dieser Druck p, mit Hilfe von längs der Vorderkante
des Flügels verteilten dynamischen Luftentnahmen 1 hergestellt wird.
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Solche Luftentnahmen können z. B. durch einfache Schlitze gebildet
werden, welche gleichmäßig längs der kreisförmigen Vorderkante des Flügels verteilt
sind.
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Obgleich oben die Bekleidung E-I unmittelbar an dem Gerippe 9 befestigt
ist, kann es in gewissen Fällen zweckmäßig sein (insbesondere wenn die Gefahr besteht,
daß die Bekleidung erhebliche radiale Dehnungen erfährt, während das Gerippe diesen
nicht ausgesetzt ist), zwischen der Bekleidung und dem Gerippe elastische Verbindungsteile
vorzusehen, welche derartige radiale Dehnungen aufnehmen können.
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Diese elastischen Verbindungsteile müssen jedoch so ausgebildet werden,
daß sie keine schädlichen Beanspruchungen auf die Bekleidung ausüben können, insbesondere
keine Beanspruchungen, welche die Bekleidungselemente daran hindern würden, sich
elastisch unter der Einwirkung der äußeren aerodynamischen Kräfte in einer Zone
zu verstellen, welche in Bezug auf die Nullstellung gänzlich auf der Außenseite
liegt.
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Fig. 5 zeigt die Anwendung der Erfindung auf einen Tunnelflügel, bei
welchem durch Gummistreifen 16 (welche diskontinuierlich sein können) gebildete
elastische Verbindungsteile zwischen den Bekleidungsabschnitten E und I und den
Rippen 9 des Gerippes eines Ringflügels angeordnet sind, wobei diese Streifen an
den betreffenden Bekleidungsabschnitten und den Rippen durch Ankleben, Vulkanisieren
oder auf beliebige andere geeignete Weise befestigt sind.
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Ferner ist es in gewissen Fällen zweckmäßig, insbesondere wenn das
Flugzeug mit Überschallgeschwindigkeiten fliegen soll und deshalb das Unterschallgebiet
durchlaufen muß, in der Nähe der dynamischen Luftentnahmen Rückschlagventilen entsprechende
Vorrichtungen vorzusehen, um Störerscheinungen (insbesondere plötzliche Druckschwankungen)
zu verhindern, welche in der Luftströmung um die auftreten und zur Folge haben,
daß Luft durch die Luftentnahmen zurückströmt, was eine des Innendrucks p1 zur Folge
haben würde. Derartige Vorrichtungen können z. B. folgendermaßen ausgebildet sein:
Bei dem Aufbau der Fig. 6 ist ein nur biegsamer Streifen oder ein Band 17, z. B.
aus Gummi, auf der Innenseite der Flügelbekleidung gegenüber dem Lufteinlaß (z.
B. ein schlitzförmiger Lufteinlaß 1 bei dem angeordnet, wobei dieser Streifen an
der Bekleidung längs einer Kante befestigt ist, während seine andere Kante frei
ist und entweder nach innen zurückweichen kann, wenn der dynamische Druck größer
als der Druck p1 ist, oder sich gegen die Bekleidung auf der anderen Seite des Lufteinlasses
legen kann, um diesen dicht abzuschließen (in Fig. 6 gezeigte Stellung), wenn der
Druck p1 höher als der Druck ist.
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In Fig. 7 enthält die Vorrichtung eine Art elastisches Rohr 17a, z.
B. aus Gummi, dessen Innenraum mit dem Innenraum des Flügels in Verbindung steht,
während sich seine Außenwand gegen die Kanten des Lufteinlasses 1 legt, wenn der
Innendruck p1 größer ist als der dynamische Druck, während das Rohr so abgeplattet
wird, dal3 es ein Einströmen der Luft gestattet, wenn der dynamische Druck größer
als der Innendruck p1 ist.
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Natürlich ist die Erfindung auch auf Hohlkörper anwendbar, sich nicht
in Luft, sondern in einer Flüssigkeit bewegen.
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Es sei nun der eines tunnelförmigen Hohlflügels od. dgl. unter Bezugnahme
auf Fig. 8 bis 14 betrachtet.
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Bei derartigen Anordnungen tritt eine besondere Schwierigkeit auf.
Wenn man den äußeren Bekleidungsabschnitt E betrachtet, so ergibt die Herstellung
eines Überdrucks in dem inneren des Flügels das gewünschte Ergebnis, d. h. das Auftreten
eines resultierenden auswärts gerichteten Drucks auf diesen äußeren Bekleidungsabschnitt.
Wenn jedoch
keine besonderen Maßnahmen getroffen werden, kann der
resultierende Druck auf die innere Bekleidung einwärts gerichtet sein, was das Gegenteil
des gewünschten Resultats ist.
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Erfindungsgemäß werden Mittel vorgesehen, welche selbsttätig das Verhältnis
der auf die Innenseite bzw. die Außenseite des inneren Bekleidungsabschnitts I wirkenden
Drücke so regeln, daß wenigstens in den wesentlichen Zonen des inneren Bekleidungsabschnitts
I die Resultierende der Druckkräfte an jeder Stelle auswärts gerichtet ist, wenn
das Flugzeug fliegt.
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In diesem Fall wirkt auf den inneren Bekleidungsabschnitt I und. den
äußeren Bekleidungsabschnitt E ein auswärts gerichteter Druck, so daß diese Bekleidungsabschnitte
unter den gewünschten Bedingungen arbeiten. Dies ermöglicht die Verringerung des
Gewichts dieser beiden Abschnitte der Ringflügelbekleidung, so daß eine wesentliche
Gewichtsersparnis für denselben ohne Beeinträchtigung seiner Festigkeit und seiner
Steifigkeit erhalten wird.
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Beispielshalber und zur Verdeutlichung des großen Vorteils erfindungsgemäßer
Aufbauten sei angegeben, daß bei Überschallflugzeugen mit Metallkonstruktion das
Gesamtgewicht ein Drittel bis ein Viertel des Gewichts einer gleichwertigen Maschine
üblichen Aufbaus sein kann.
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Bei Unterschallflugzeugen oder Flugzeugen aus einem besonderen Werkstoff,
wie z. B. Glasfasern, kann die Gewichtsersparnis noch größer sein.
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Bei einem Tunnelflügel, welcher das Gehäuse eines Staustrahltriebwerks
bildet (Fig. 8 bis 14), benutzt man zur Herstellung der Mittel zur Ausübung des
gewünschten resultierenden Drucks auf den inneren Bekleidungsabschnitt I die Tatsache,
daß dieser innere Bekleidungsabschnitt I über eine verhältnismäßig große, von der
Vorderkante des Flügels ausgehende Strecke die Form eines Diffusors haben muß, in
welchem der in das Staustrahltriebwerk eintretende Luftstrom verlangsamt wird, so
daß der von diesem Luftstrom auf den inneren Bekleidungsabschnitt I ausgeübte Druck
zunimmt.
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Die obigen Mittel bestehen dann aus wenigstens einem Lufteinlaß 1,
welcher an einer Stelle des inneren Bekleidungsabschnitts I liegt, an welcher der
Luftstrom bereits verlangsamt ist, jedoch erst teilweise.
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So wird z. B. für die Zone des Bekleidungsabschnitts I hinter dem
Lufteinlaß 1 der Druck in dem Raum A niedriger sein als in dem Tunnel
T, da in dem Raum A der auf der Höhe des Lufteinlasses 1 vorhandene Druck
herrscht, während der Druck in dem Tunnel T allmählich zunimmt, da der durch diesen
strömende Luftstrom in dem Diffusorteil des Tunnels immer mehr verlangsamt wird.
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Die oben betrachtete Zone des inneren Bekleidungsabschnitts I steht
daher tatsächlich unter resultierenden Druckkräften, welche von der Innenseite des
Tunnels nach außen gerichtet sind.
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Zur Erzielung einer besseren örtlichen Anpassung dieses Überdrucks
können mehrere Lufteinlässe an in der Längsrichtung hintereinanderliegenden verschiedenen
Stellen vorgesehen werden.
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Hierfür können, wie in Fig. 8 gezeigt, zwei Lufteinlässe 1 und 1°
vorgesehen werden, welche in dem als Diffusor wirkenden Teil des Tunnels hintereinanderliegen.
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In dem Raum A können Querwände vorgesehen werden, wobei die durch
diese Querwände begrenzten Abteilungen mit den betreffenden Lufteinlässen in Verbindung
stehen. Insbesondere kann zur Erzielung des gewünschten Drucks auf den rückwärtigen
Teil des Raums A (in der Nähe der Hinterkante des Aufbaus) dieser rückwärtige Teil
abgetrennt und über Öffnungen o mit dem Innern der Düse verbunden sein. Eine derartige
Anordnung ist in Fig. 8 und 12 dargestellt.
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Zur Vermeidung einer gefährlichen Zunahme des Überdrucks in dem Innenraum
A des Tunnelflügels sowie zur Herstellung verschiedener vorausbestimmter Überdrücke
für verschiedene Fluggeschwindigkeiten ist es im allgemeinen zweckmäßig, Mittel
für eine gesteuerte Abfuhr der in dem Raum A vorhandenen Luft vorzusehen.
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Hierfür können gemäß einer in der Zeichnung nicht dargestellten Anordnung
federbelastete Ventile, z. B. Sicherheitsventile; vorgesehen werden, welche den
Innenraum A mit dem umgebenden Mittel verbinden.
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In diesem Fall werden gegebenenfalls die Auslaßventile so ausgebildet,
daß sie außer Betrieb gesetzt werden können oder daß die auf sie einwirkende Feder
einstellbar ist. Auf diese Weise kann in dem Innenraum A jeder beliebige Überdruck
eingestellt werden.
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Fig. 8 und 12 zeigen eine andere Anordnung für den gleichen Zweck,
welche besonders einfach und wirksam ist und darin besteht, daß der Innenraum A
des Flügels mit dem umgebenden Mittel über wenigstens einen Auslaß verbunden ist,
dessen Durchflußquerschnitt im Verhältnis zu dem Durchflußquerschnitt durch die
Lufteinlässe 1, 1° so bestimmt ist, daß die Überdrücke in dem Raum A auf einen geeigneten
Bruchteil des dynamischen Drucks begrenzt werden.
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Eine derartige automatische Druckregulierung, welche auf der Herstellung
eines gesteuerten Druckabfalls zwischen dem Einlaß und dem Auslaß der durch den
Raum A strömenden Luft beruht, ist für Flugmaschinen mit beliebiger Geschwindigkeit,
welche sogar den Wert von 2 Mach übersteigen kann, zweckmäßig.
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Eine geeignete Wahl der Lage der obigen Auslässe bewirkt außer der
gewünschten Regelwirkung eine Verbesserung der äußeren Strömung längs des Flügels,
insbesondere längs der Abschnitte der Außenbekleidung E, an welchen Störungen des
Luftstroms auftreten können.
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Anders ausgedrückt, die Luftströmung durch den Innenraum A des Flügels
kann ausgenutzt werden, um die Grenzschicht abzublasen.
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Hierfür genügt es z. B., wie in Fig. 8 und 11 dargestellt, dem Auslaß
2 die Form eines in dem äußeren Bekleidungsabschnitt E des Flügels vorgesehenen
kreisförmigen Blasschlitzes zu geben, welchem die Luft durch einen kreisförmigen
Kanal 3 zugeführt wird.
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Die Lufteinlässe 1 und 10 erhalten zweckmäßig die in vergrößertem
Maßstab in Fig. 10 gezeigte Form. Hierbei wird jeder Lufteinlaß durch einen kreisförurigen
Schlitz gebildet, welcher in einer Querebene des inneren Bekleidungsabschnitts I
liegt und in eine ringförmige Kammer 4 mündet, deren Wände auch zur Versteifung
des Flügels dienen. Diese Kammer 4 liegt in dem Hohlflügel und steht mit dem Innenraum
A desselben über Durchlässe 5 in Verbindung, deren Gesamtquerschnitt wesentlich
größer als der Durchflußquerschnitt des kreisförmigen Schlitzes 1 ist.
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Die Kanten 6 des Schlitzes 1 sind zweckmäßig von der inneren Bekleidung
I und den Wänden der Kammer 4 getrennte ringförmige Teile, wie in Fig. 10 gezeigt.
Die
Luftströmung zwischen den Einlässen 1, 10 und dem Blasschlitz 2 hat folgende Vorteile.
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Die ständige Erneuerung der Grenzschicht längs der Außenbekleidung
F_ verringert den Widerstand der Anordnung.
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Ferner verbessert die in den Diffusorwänden durch die Lufteinlässe
ausgeübte Saugwirkung die Luftströmung längs der Wände des Diffusors und ermöglicht
die Herstellung einer allmählichen genau bestimmten Zunahme des Drucks vom Einlaß
zum Auslaß des Diffusors.
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Diese Verbesserung der Strömung längs der Wand des Diffusors bewirkt
eine Erhöhung der Leistung dieses Teils, der daher kürzer und somit leichter gemacht
werden kann. Wenn der Diffusor in ein Staustrahltriebwerk eingebaut ist, wird die
Leistung desselben infolge der verbesserten Eigenschaften des Diffusors erhöht,
so daß die Länge der Verbrennungskammer des Staustrahltriebwerks verringert werden
kann, was eine weitere Gewichtsersparnis ergibt.
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Wenn der Diffusor einem Staustrahltriebwerk angehört, bewirkt schließlich
der Luftstrom durch den Innenraum A des Hohlflügels noch eine Kühlung der Verbrennungskammer,
was die Herstellung derselben erleichtert. So können insbesondere Werkstoffe benutzt
werden (insbesondere Leichtmetalle anstatt Stahl), welche sonst nicht benutzt werden
könnten. Ferner ist es möglich, diese Kammer so auszubilden, daß der ihre Wand in
dem Widerstands-Temperatur-Diagramm darstellende Punkt außerhalb der als gefährlich
angesehenen Zonen desselben liegt. Diese beiden Möglichkeiten ergeben in praktischer
Hinsicht eine Gewichtsersparnis gegenüber den üblichen Konstruktionen.
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Da die obigen Maßnahmen eine beträchtliche Verringerung des Gewichts
des äußeren Bekleidungsabschnitts E und des inneren Bekleidungsabschnitts I des
Flügels möglich machen, kann dieser Flügel so ausgebildet werden, daß nur der äußere
Bekleidungsabschnitt E einer Beanspruchung unterliegt. In diesem . Fall wird der
äußere Bekleidungsabschnitt E aus Aluminium- oder Magnesiumlegierungen oder aus
einem plastischen Kunststoff (z. B. ein mit einem organischen Füllmittel gemischtes
Kunstharz oder Bitumen) oder auch gegebenenfalls aus Kunstglas (z. B. Platten aus
Borosilikatglas oder aus Glasfasern) hergestellt. Der äußere Bekleidungsabschnitt
E kann natürlich mit Verstärkungsteilen versehen werden, welche durch die Wände
der Kammer 4 gebildet werden können, wie gestrichelt in Fig. 10 dargestellt.
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Wenn der einer Beanspruchung ausgesetzte Flügelabschnitt durch den
äußeren Bekleidungsabschnitt E gebildet wird, ist es zweckmäßig, diesen Bekleidungsabschnitt
mit der Vorderkante und der Hinterkante des Flügels zu kombinieren. In. diesem Fall
wird der innere Bekleidungsabschnitt I nur durch eine Führungswand gebildet, welche
(z. B. durch Schweißen oder Ankleben) an der Vorderkante und der Hinterkante vorzugsweise
so befestigt ist, daß sie gegenseitige Dehnungen dieser beiden Bekleidungsabschnitte
zuläßt, so daß von derartigen Dehnungen herrührende zusätzliche Beanspruchungen
vermieden werden.
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Fig. 12 zeigt eine Verbindung des inneren Bekleidungsabschnitts I
mit der dem äußeren Bekleidungsabschnitt E angehörenden Hinterkante f, derart, daß
kein Vorsprung auf dem Weg des Gasstroms entsteht.
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Natürlich wird die gleiche Anordnung für die Verbindung des inneren
Bekleidungsabschnitts I mit der von dem äußeren Bekleidungsabschnitt E getragenen
Vorderkante benutzt.
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Wenn der innere Bekleidungsabschnitt I nur als Führungswand benutzt
werden soll, kann er aus einer Platte aus Leichtmetall oder Spezialstahl (z. B.
Nickel- oder Chromstahl) hergestellt werden, d. h. aus einem Werkstoff, welcher
der Korrosion durch die durch das Staustrahltriebwerk strömenden heißen Gase gut
widersteht.
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Die verschiedenen Teile der obigen Anordnung können auf beliebige
Weise zusammengebaut werden, insbesondere durch Schweißen oder Kleben, wobei Kleben
besonders bei aus Kunststoffen hergestellten Teilen zweckmäßig ist, welche z. B.
gleiche Sektoren bilden, welche zur Bildung der gewünschten ringförmigen Wand zusammengebaut
werden.
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Die obigen Beispiele betreffen Unterschallgeschwindigkeiten.
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In Wirklichkeit können diese Maßnahmen auch bei Maschinen angewendet
werden, welche mit einer einer über 1 liegenden Machzahl entsprechenden Geschwindigkeit
fliegen. In diesem Fall braucht nur der Flügelquerschnitt verändert zu werden.
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Fig. 13 zeigt einen Tunnelflügel, dessen Längsquerschnitt so geformt
ist, daß er Überschallgeschwindigkeiten entspricht. Dieser Querschnitt unterscheidet
sich von dem der Fig. 8 hauptsächlich durch den Einlaßteil und die Strahldüse des
Diffusors.
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Bei einem Überschallflügel ist es zweckmäßig, den Luftauslaß in die
Nähe der Flügelhinterkante und möglichst in diese zu legen.
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Hierfür ist, wie in Fig. 14 gezeigt, die Wand der Strahldüse 7 hohl,
und der Innenraum 3a derselben ist mit dem in der Hinterkante dieser hohlen Strahldüse
vorgesehenen Auslaßschlitz 2a verbunden.
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Es können auch zwei Auslaßschlitze vorgesehen werden, von denen der
eine in der Flügelhinterkante und der andere in dem äußeren Bekleidungsabschnitt
E in der Nähe der Hinterkante desselben liegt. Einer dieser Schlitze, z. B. der
in die Flügelhinterkante mündende, kann durch ein Ventil gesteuert werden, um den
Überdruck bei einer zu großen Geschwindigkeit zu begrenzen.
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Es ist noch zu bemerken, daß das richtige Arbeiten der Lufteinlässe
1, 10 bei einem Überschallflügel voraussetzt, daß die Strömung durch den
Diffusor mit Unterschallgeschwindigkeit erfolgt. Dies ist im allgemeinen infolge
der Stoßwellen der Fall, welche durch die Vorderkante des Flügels und gegebenenfalls
durch den mittleren Körper des Luftfahrzeugs, wenn ein solcher vorhanden ist, erzeugt
werden.
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Es können jedoch auch in dem vorderen Abschnitt des Diffusors in unmittelbarer
Nähe des Eingangs in denselben Hindernisse vorgesehen werden, welche Stoßwellen
erzeugen, so daß die Strömung hinter diesen Hindernissen tatsächlich Unterschallgeschwindigkeit
hat. Derartige vorzugsweise einziehbare Hindernisse können entweder von dem Diffusor
oder bei dem Vorhandensein eines Mittelkörpers der Flugmaschine von diesem getragen
werden.
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Beiden obigen Anordnungen sind sowohl der innere Bekleidungsabschnitt
wie der äußere Bekleidungsabschnitt des Tunnelflügels Drücken ,ausgesetzt, welche
von der Innenseite des Tunnels nach der Außenseite desselben gerichtet sind, wobei
diese Drücke zweckmäßig geeignete Bruchteile des dynamischen Drucks sind. Ferner
sind die auf diese Bekleidungsabschnitte ausgeübten Beanspruchungen praktisch von
der Fluggeschwindigkeit unabhängig, da sich die Ausgleichsdrücke
in
der gleichen Weise wie diese Geschwindigkeiten ändern.
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Die durch die Erfindung erzielten Vorteile sind besonders groß, wenn
das Luftfahrzeug im wesentlichen durch einen hohlen Tunnelflügel gebildet wird,
welcher gleichzeitig das Gehäuse eines Staustrahltriebwerks bildet.
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Es sei darauf hingewiesen, daß die erfindungsgemäße Ausbildung eine
erhebliche Verringerung des Flügelgewichts ermöglicht, welches etwa 10 kg/m2 für
Überschallflugzeuge betragen kann, welche mit einer Machzahl von 2 oder mehr fliegen
und aus den üblichen Werkstoffen hergestellt sind. Bei Verwendung von Sonderwerkstoffen
kann das Gewicht noch weiter verringert werden.