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Luftfahrzeug mit Auftriebssteuereinrichtungen, z. B. Klappen, an den
Tragflächenhinterkanten Die Erfindung bezieht sich auf ein Luftfahrzeug mit Auftriebssteuereinrichtungen,
wie beispielsweise Klappen, an den Hinterkanten der Tragflächen zur Änderung der
Auftriebsgröße.
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Bei den üblichen Luftfahrzeugen dieser Gattung wird der Auftrieb an
der Tragfläche teilweise durch die Neigung der Tragfläche und teilweise durch die
Flügelklappe (welche der Wirkung nach den Flügelanstellwinkel verändert) hervorgerufen.
Der Auftrieb, welcher sich aus dem Anstell- oder Neigungswinkel ergibt, greift an
einer Stelle im Gebiet von 250/o der Flügelsehne an, während der Auftrieb, welcher
durch die Wirkung der Flügelklappe hervorgerufen wird, im Gebiet des Sehnenmittelpunktes
zur Auswirkung kommt. Bei Normalflug, wenn die Flügelklappe nicht in Gebrauch ist,
kommt die Resultierende der Auftriebskräfte an einer Stelle im Gebiet von 250/o
der Flügelsehne von der Vorderkante her zur Wirkung, während dann, wenn die Flügelklappe
in Gebrauch ist, beispielsweise beim Landen oder Aufsteigen, die Resultierende an
einer Stelle zwischen 25 und 500/o der Flügelsehne von der Vorderkante her zur Einwirkung
kommt, wobei dies von der relativen Größe der Anstellwinkel- und der Klappenauftriebskräfte
abhängt.
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Für statische Stabilität eines Flugzeuges in der Aufstieg- oder Auftriebsebene
muß die Resultierende der Auftriebskräfte immer an einer Stelle vor dem Neutralpunkt,
d. h. der Stelle, an welcher die Resultierende der Zunahme oder Abnahme des Auftriebs
am gesamten Luftfahrzeug zur Einwirkung kommt, welche sich aus einer Änderung des
Einstellwinkels ergibt, oder dem aerodynamischen Mittelpunkt des Gesamtluftfahrzeugs
wirksam sein. Jedoch darf der Neutralpunkt nicht zu weit hinter der Stelle liegen,
an welcher die Neigungswinkelauftriebskraft zur Einwirkung kommt, da sonst übermäßig
starke Steuerkräfte beim Streckenflug erforderlich sind.
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Demnach liegt eine typische Stelle des Neutralpunktes bei 300/o der
Flügelsehne von der Vorderkante her und in jedem Falle vor dem Sehnenmittelpunkt.
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Wenn die Flügelklappe zur Wirkung gebracht wird, wird die Stelle,
an welcher die Resultierende der Auftriebskräfte zur Einwirkung gebracht wird:,
nach hinten bewegt; jedoch muß sie noch vor dem Neutralpunkt zur Wirkung kommen,
wenn Instabilität vermieden werden soll. Dies bedeutet, daß die Größe der Auftriebskraft
der Flügelklappe relativ zur Auftriebskraft des Neigungswinkels begrenzt sein muß,
oder daß die Neigungswinkelauftriebskraft eine Vergrößerung zusammen mit der Flügelklappenauftriebskraft
dadurch erfahren muß, daß der Tragflächenneigungswinkel vergrößert wird. Die erste
Alternative läuft darauf hinaus, daß es im allgemeinen nicht möglich ist, den vollen
Vorteil des durch die verschieden hohen Auftriebsklappen od. dgl. hervorgerufenen
Auftriebs auszunutzen. Die zweite Alternative bedeutet, daß, um Stabilität beizubehalten,
das Luftfahrzeug näher an den Flatteranstellwinkel herangebracht oder eingestellt
werden muß.
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Der Erfindung liegt der Vorschlag zugrunde, im wesentlichen den gesamten
Auftrieb, der erforderlich ist, um ein Luftfahrzeug zu halten, von Auftriebssteuereinrichtungen,
wie beispielsweise Klappen, hervorrufen zu lassen, wobei im wesentlichen lein Neigungswinkelauftrieb
erforderlich ist. Daraus ergibt sich, daß die Resultierende der Auftriebskräfte
stets im Gebiet des Sehnenmittelpunktes zur Einwirkung kommen muß. Dementsprechend
ist für die Erfindung eine solche Größe und Lage von Höhenflosse nebst -ruder kennzeichnend,
daß bei einer Änderung des Anstellwinkels der Tragfläche die Resultierende der Zu-
bzw. Abnahme des Auftriebs am gesamten Luftfahrzeug hinter dem Sehnenmittelpunkt
der Tragflächen, vorzugsweise in etwa 550/o der Sehnentiefe, angreift.
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Die Auftriebssteuereinrichtungen können durch Vortriebsdüsenstrahlen
gebildet werden, welche nach rückwärts hin von den Tragflächenhinterkanten weg in
Form
langer dünner Flächendüsenstrahlen ausgestoßen werden, wie es in der Patentanmeldung
P 11:679 KI/ 62b beschrieben ist.
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Die Erfindung soll nunmehr an Hand der sie beispielsweise wiedergebenden
Zeichnung näher erläutert werden, und zwar zeigt Fig. 1 eine erfindungsgemäße Ansicht
des Flugzeuges, Fig. 2 einen vergrößerten Sehnenschnitt gemäß der Schnittlinie II-II
in Fig. 1 durch die Hinterkante der Tragfläche, während die Fig. 3 und 4 vergrößerte
Darstellungen der Flugzeugsteuereinrichtungen wiedergeben.
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Gemäß Fig.1 besteht das Flugzeug aus dem Rumpf 1, den Tragflächen
2 und dem Schwanzstück 3 mit dem gebräuchlichen Ruder 3a. Die Auftriebssteuermittel
bestehen aus den Tragflächenklappen 4, welche sich, wie nachfolgend unter Bezugnahme
auf Fig. 2 näher beschrieben, über .die volle Spannweite der Hinterkanten der Tragflächen
erstrecken, und zwar im wesentlichen von einem Tragflächenende zum anderen.
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Der Punkt X ist der Sehnenmittelpunkt, d. h. der Flächenmittelpunkt
der Tragflächen 2, und C ist der Neutral- oder Schwerpunkt, d. h. der aerodynamische
Mittelpunkt des Gesamtluftfahrzeuges (einschließlich Flugzeugschwanz), in welchem
die Resultierende der Zu- oder Abnahmedes Auftriebs am Gesamtflugzeug infolge einer
Änderung des Anstellwinkels zur Einwirkung kommt. Die Fläche der Höhenflosse nebst
-ruder am Schwanz und deren Abstand von den Tragflächen 2 ist derart, daß sich der
Punkt C hinter dem Punkt X befindet anstatt vor diesem Punkt, wie dies bisher der
Fall war. Die zweckmäßige Bemessung der Fläche der Höhenflosse nebst -ruder und
die Entfernung ihres Mittelpunkts vom Punkt X sind so gewählt, daß der Punkt C nur
in kurzem Abstand hinter dem Punkt X liegt, etwa bei 55 0/o der Tragflächentiefe.
Damit wird das Produkt aus der Fläche der Höhenflosse nebst -ruder und deren Entfernung
vom Neutralpunkt etwa zweimal so groß wie das gleiche Produkt bei einem Flugzeug
üblicher Bauart, bei welchem die Erfindung nicht angewandt ist.
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Das Flugzeug wird in bekannter Weise durch Strahltriebwerke, welche
innerhalb der Tragflächen 2 angeordnet sind, angetrieben. In Fig. 1 ist ein Teil
der Tragfläche gebrochen dargestellt, um ein Triebwerk 5 mit einer Strahldüse 6
zu zeigen, die durch allmähliche Querschnittsänderung nach hinten in eine flache
Düsenöffnung ausläuft; die Düsen sämtlicher Triebwerke bilden zusammen eine flache
Rückstoßöffnung, welche sich im wesentlichen entlang der gesamten Hinterkante erstreckt.
Die Triebwerke saugen Luft durch Einlässe in den Vorderkanten der Tragflächen 2
an. In Fig. 2 ist eine Düse 6 im Schnitt dargestellt, welche von der Öffnung 6 a
aus über der angelenkten Tragflächenklappe 4, die um die Achse ihres Drehpunktes
7 bewegt werden kann, einen Rückstoß hervorruft. Die .gesamte Triebwerksanordnung
mit Düsen und Tragflächenklappen entspricht der in der vorgenannten Patentanmeldung
offenbarten Anordnung; die Klappen 4 können dabei eine nur geringe Sehnenlänge,
etwa 2 bis 5 0% der gesamten Tragflächensehnenlänge aufweisen. Alternativ werden
die Klappen, falls die Auftriebssteuermittel nur aus den angelenkten Tragflächenklappen
bestehen, um die Abmessungen der Klappen auf etwa der vorgenannten geringen Größe
zu halten, vorzugsweise in Verbindung mit einer Öffnung angeordnet, welche wie unter
6a entlang der Hinterkante zum Ausblasen von Luft oder zum Ansaugen von Luft über
die Oberseite der Klappen zur Grenzschichtsteuerung angeordnet ist. Wie in der vorgenannten
Patentanmeldung beschrieben, folgt der Rückstoßstrahl der oberen Fläche der Klappe
4 und wird durch Heben und Senken der Klappe abgelenkt.
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Bei einem derartigen Flugzeug ist der Anstellwinkel der Tragflächen
2 bei Reiseflug annähernd Null, wobei der Auftrieb durch die Wirkung des Rückstoßes
oder anderer Auftriebssteuermittel bewirkt wird; die Tragflächenklappen oder Treibstrahlablenker
4 befinden sich dann in der in Fig. 2 dargestellten Grundstellung, d. h. derjenigen
Stellung, bei welcher der Auftrieb an den Flügeln oder Tragflächen bei Reiseflug
im wesentlichen gleich dem Gewicht des Flugzeuges ist.
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Zur Höhensteuerung werden die Klappen 4 miteinander aus der Grundstellung
nach unten bewegt, um den Auftrieb zu vergrößern, und zur Tiefensteuerung aus der
Grundstellung nach oben bewegt; um den Auftrieb zu vermindern. Zur Ausführung einer
Kurve wird die Querrudersteuerung durch das Bewegen der Klappen 4 in entgegengesetzter
Richtung bewirkt, d. h. durch deren Aufwärtsbewegung auf einer Seite des Rumpfes
1 und durch Abwärtsbewegen auf der anderen Seite. Zugleich wird in üblicher Weise
das Seitenruder 3 a betätigt. Während des Startens und des Landens können die Klappen
4 in der Art üblicher Landeklappen stark nach unten gerichtet sein, obgleich ihr
Verhalten völlig abweichend ist, da der Zuwachs des Auftriebskoeffizienten nicht
von einem nennenswerten Zuwachs des Profilbremskoeffizienten begleitet wird. Darum
wird im wesentlichen die gesamte Steuerung der Flugzeugbewegung durch die Ablenkung
des Rückstoßes durch die Klappen 4, durch Brennstoffzufuhr zu dem Triebwerk und
durch den Gebrauch des Seitenruders 3 a bewirkt, wobei das letztere die einzige
übliche Steuerfläche bildet, die notwendigerweise vorgesehen werden muß. Die Steuerausrüstung
des Flugzeuges kann dementsprechend vereinfacht werden. Das Schwanzstück dient nur
als Stabilisator und möglicherweise auch zum Trimmen; zu diesem Zweck kann es im
ganzen schwenkbar angeordnet sein. Die Klappe 4 wird durch ein Gestänge 9, welches
auf eine Kurbel 8 (Fig. 2) einwirkt, betätigt. Wie in Fig. 3 dargestellt, kann das
Steuerelement des Flugzeugführers aus der üblichen Steuersäule 10 bestehen, die
so angeordnet ist, daß diese durch Bewegung im ganzen die Klappen 4 und den Rückstoß
zusammen anheben oder senken kann und bei Drehbewegung .des Handrades 11 die Klappen
4 in Gegenrichtung betätigt. Zur Vereinfachung zeigt Fig. 3 in schaubildlicher Darstellung
nur denjenigen Teil des Steuermechanismus, welcher die Klappen 4 betätigt, wobei
die weiteren Teile nachfolgend unter Bezugnahme auf Fig. 4 näher beschrieben werden.
Gemäß Fig. 3 ist .die Säule 10 im Gehäuse 12 drehbar angeordnet, welches seitlich
vorstehende Tragelemente 12a aufweist, die drehbar um Drehzapfen 13 angeordnet sind,
und das untere Ende der Säule ist auf dem Hebel 14, mit dem die Gestänge 15 verbunden
sind, befestigt. Die Bewegung der gesamten Säule in Richtung des Pfeiles 1 zwecks
Neigens der Säule um den Drehzapfen 13 bewirkt einen Zug auf die beiden Gestänge
15, wodurch die beiden Gestänge 9 und die beiden Kurbeln 8 zum Absenken der beiden
Klappen bewegt werden. Bei Drehung des Handrades 11 dreht sich der Hebel 14, wodurch
die Gestänge 15 und 9 gegenläufig bewegt werden. Die Gestänge 15 können über die
gebräuchlichen und allgemein bekannten Servovorrichtungen 16 dadurch betätigt werden,
daß diese drehbar mit den Hebeln 17 verbunden sind, welche ihrerseits in der bekannten
Weise
mit den Ventilspindeln 18 und den Verlängerungen der Gestänge 9 verbunden sind.
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Bei besonderen Umständen, wie beispielsweise bei Ausfall der Strahltriebwerke
5, oder für stetiges Fliegen mit Überschallgeschwindigkeit enthält das Schwanzstück
3 das gebräuchliche bewegliche Höhenruder 3 b, oder das Schwanzstück wird vorzugsweise
im ganzen winkelbeweglich ausgebildet .und kann über eine gebräuchliche Gestängeanordnung
betätigt werden. Zu diesem Zweck wird, wie in Fig. 4 dargestellt, ein auf dem Zapfen
13 angeordneter Bügel 19 durch ein Gestänge 20 vorzugsweise direkt mit dem Betätigungsgestänge
22 des Höhenruders 3 b verbunden oder alternativ durch einen Servomechanismus 21
ähnlich dem bereits beschriebenen. Die Ansätze 12 b am Gehäuse 12 haben Zapfen 23,
mit denen über einen Bügel 24 das Gestänge 25 mit der hydraulischen Blokkierung
26 verbunden ist, wobei die Drehachse der Zapfen 23 mit den Enden des Hebels 14,
der mit dem Gestänge 15 verbunden ist, ausgerichtet ist. Die Teile 19 bis 26 sind
zur Vereinfachung in Fig.3 weggelassen und getrennt in Fig. 4 dargestellt; aus dem
gleichen Grund sind die Teile 8, 9 und 16, 17 und 18 aus Fig. 4 weggelassen. Wenn
die Höhensteuervorrichtungen des Schwanzstückes in ihre Stellung gebracht und blockiert
sind, wirkt die Steuersäule 10 auf die Klappen 4, wie vorbeschrieben, wobei die
Zapfen 13 feststehen. Eine Umschaltung kann, wenn die Klappen 4 in eine gewünschte
Stellung .gebracht worden sind, durch Festsetzen der Blockierung 26 und Freigabe
des Höhenruders durchgeführt werden; die Zapfen 23 sind dann feststehend, und die
Steuersäule wird dann um diese Zapfen bewegt, um das Höhenrudergestänge 20 bis 22
an Stelle des Klappengestänges 15 bis 9 zu betätigen. Beispielsweise wirkt die Steuersäule
beim Flug mit Überschallgeschwindigkeit auf das Schwanzstück oder das Höhenruder
in der bekannten Weise als Höhensteuerung, wirkt aber immer noch über das Gestänge
15 bis 9 .gegenläufig betätigend auf die Klappen 4 als Ersatz für die Querrudersteuerung,
wie vorbeschrieben. Wenn das Schwanzstück oder Höhenruder wiederum in seine Grundstellung
zum Flug mit Unterschallgeschwindigkeit gebracht worden ist, wird wiederum die Umstellung
zur Rückkehr zu der Stellung, in welcher die Steuersäule das Höhenruder nicht beeinflußt,
aber die Klappen 4 betätigt, vorgenommen; das Schwanzstück kann dann noch zum Trimmen
verstellbar sein, beispielsweise dadurch, daß dieses drehbar auf einem winkeleinstellbaren
Träger montiert ist.
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Ein Flugzeug gemäß der Erfindung ist verschieden von einem Flugzeug,
das als schwanzloses Flugzeug bekannt ist und bei welchem der Ausgleich für das
Fehlen des Schwanzstückes durch teilweise rückwärts gerichtete Verlängerungen der
Flügelenden gebildet wird, die gegenläufig bewegliche Hinterkantenhöhenruder tragen,
um auch als Querruder zu dienen. Diese Höhenruder - zum Unterschied von den Tragflächenauftriebssteuermitteln
gemäß der Erfindung - befinden sich lediglich auf diesen Verlängerungen und erstrecken
sich nicht über die .gesamte Spannweite der Tragflächen.