DE102014107487A1

DE102014107487A1 - Airplane with a fuselage and a tandem wing assembly

Info

Publication number: DE102014107487A1
Application number: DE102014107487.4A
Authority: DE
Inventors: Klaus Bender; Hendrik Friedel; Karsten Schröder
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2014-05-27
Filing date: 2014-05-27
Publication date: 2015-12-03

Abstract

Ein Flugzeug (2) in einer Tandemkonfiguration weist einen Flugzeugrumpf (4) mit einer Längsachse (x), einer Querachse (y) und einer Hochachse (z) auf, einen direkt und ausschließlich an einem ersten Längsabschnitt (4a) des Flugzeugrumpfs (6) angeordneten ersten Tragflügel (6) und einen direkt und ausschließlich an einem zweiten Längsabschnitt (4b) des Flugzeugrumpf (4) angeordneten zweiten Tragflügel (8). Der erste und der zweite Tragflügel (6, 8) sind entlang der Längsachse (x) voneinander beabstandet. Erste Flügelspitzen (10) des ersten Tragflügels (6) und zweite Flügelspitzen (12) des zweiten Tragflügels (8) sind weiterhin entlang der Hochachse (z) voneinander um eine Strecke (h) beabstandet, die mindestens dem 0,1 fachen der Halbspannweite des ersten Tragflügels oder des zweiten Tragflügels entspricht. Damit wird ein besonders niedriger induzierter Widerstand erreicht.An aircraft (2) in a tandem configuration has an aircraft fuselage (4) with a longitudinal axis (x), a transverse axis (y) and a vertical axis (z), one directly and exclusively at a first longitudinal section (4a) of the fuselage (6). arranged first wing (6) and a directly and exclusively on a second longitudinal section (4b) of the fuselage (4) arranged second wing (8). The first and second wings (6, 8) are spaced apart along the longitudinal axis (x). First wing tips (10) of the first wing (6) and second wing tips (12) of the second wing (8) are further spaced along the vertical axis (z) by a distance (h) at least 0.1 times the half span of first wing or the second wing corresponds. This achieves a particularly low induced resistance.

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einem Flugzeugrumpf und einer Tandemflügelanordnung.The invention relates to an aircraft with an aircraft fuselage and a tandem wing arrangement.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Eine überwiegende Anzahl von Verkehrsflugzeugen im Stand der Technik weist einen länglichen Flugzeugrumpf auf, an dem in einem mittennahen Bereich ein Tragflügel sowie an einem heckwärtigen Ende ein Leitwerk angeordnet sind. Der zum Tragen des gesamten Gewichts des Flugzeugs und dessen Beladung notwendige Auftrieb wird in aller Regel durch den Tragflügel erzeugt, wobei die Größe des maximalen Auftriebs mit dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit und proportional zu der Fläche des Tragflügels steigt. Um während des Fluges Kräfte und Momente in ein Gleichgewicht zu setzen, ist erforderlich, dass Auftriebskraft und die mit dem Leitwerk erzeugten Kräfte ein Momentengleichgewicht um den Schwerpunkt des Flugzeugs bilden. A large number of commercial aircraft in the prior art has an elongated aircraft fuselage on which a wing in a region near the center and a tail are arranged at a rear end. The lift required to support the entire weight of the aircraft and its load is typically generated by the wing, with the size of the maximum lift increasing with the square of the airspeed and proportional to the area of the wing. In order to balance forces and moments during flight, it is necessary that the lift force and the forces generated with the tail form a moment equilibrium about the center of gravity of the aircraft.

Bei der Auslegung einer Flugzeugkonfiguration ist stets eine Bestrebung dahingehend auszumachen, den Widerstand des Flugzeugs zur Erhöhung der Effizienz zu verringern. Zwei wesentliche Anteile des Widerstands werden durch den Reibungswiderstand an den der Strömung ausgesetzten Flächen und dem induzierten Widerstand gebildet. Letzterer wird unter anderem durch Wirbel erzeugende Spitzenumströmungen von Strömungsflächen des Flugzeugs hervorgerufen. When designing an aircraft configuration, there is always an effort to reduce the aircraft's resistance to increase efficiency. Two substantial parts of the resistance are formed by the frictional resistance on the flow-exposed surfaces and the induced resistance. The latter is caused, inter alia, by vortex-generating peak flows of flow surfaces of the aircraft.

Es ist bekannt, Flugzeuge mit mehreren Tragflügeln auszustatten, um insbesondere durch den Verzicht auf ein Abtrieb erzeugendes Leitwerk den Widerstand des Flugzeugs zu optimieren. Als Beispiel sei die sogenannte Entenkonfiguration genannt, bei der ein relativ kleiner Flügel an einem bugwärtigen Ende des Flugzeugs für ein Momentengleichgewicht durch Erzeugung von Auftrieb sorgt, während ein Hauptflügel zwischen einem mitten- und heckwärtigen Bereich des Flugzeugrumpfes für den Hauptauftrieb sorgt. Üblicherweise sind die Vorflügel planar, weisen einen geringen V-Winkel auf, während der Hauptflügel herkömmlich entsprechend des intendierten Flugbetriebs ausgelegt ist.It is known to equip aircraft with multiple wings, in order to optimize the resistance of the aircraft, in particular by the absence of an output-generating tail. An example is the so-called duck configuration in which a relatively small wing at a bow end of the aircraft provides moment equilibrium by creating lift, while a main wing provides the main lift between a central and rearward portion of the fuselage. Usually, the slats are planar, have a low V-angle, while the main wing is designed conventionally according to the intended flight operation.

US 4 390 150 zeigt ein Flugzeug in einer Tandemkonfiguration, bei dem ein vorderer Flügel und ein hinterer Flügel ungefähr die gleiche Spannweite und die gleiche Pfeilung aufweisen, der vordere Flügel einen positiven oder negativen V-Winkel besitzt und an einer Oberseite des Rumpfes angeordnet ist und ein hinterer Flügel einen positiven V-Winkel aufweist und auf zwei gabelförmig und nach oben stehend angeordneten Leitwerken angebracht ist. Die Anbindung des hinteren Flügels auf den Leitwerken und die Übertragung der auftretenden aerodynamischen Kräfte und Massenkräfte über deren Struktur erfordert eine sehr hohe Steifigkeit und Stabilität, was sich auf das Gesamtgewicht des Flugzeugs ungünstig auswirken kann. US 4,390,150 Figure 4 shows an aircraft in a tandem configuration in which a forward wing and a rearward wing have approximately the same span and sweep, the forward wing has a positive or negative V-angle and is disposed on a top of the fuselage, and a aft wing has positive V-angle and is mounted on two fork-shaped and upstanding tail units. The connection of the rear wing on the tail units and the transmission of aerodynamic forces occurring and mass forces on the structure requires a very high rigidity and stability, which can affect the overall weight of the aircraft unfavorable.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNGSUMMARY OF THE INVENTION

Die Aufgabe der Erfindung liegt darin, ein Flugzeug mit einem deutlich reduzierten Widerstand und insbesondere einem deutlich reduzierten induzierten Widerstand vorzuschlagen, welches gleichzeitig ein geringes Gewicht und einen optimierten Wirkungsgrad aufweist.The object of the invention is to propose an aircraft with a significantly reduced resistance and in particular a significantly reduced induced resistance, which at the same time has a low weight and an optimized efficiency.

Die Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausführungsformen und Weiterbildungen sind den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung zu entnehmen. The object is achieved by an aircraft having the features of independent claim 1. Advantageous embodiments and further developments can be taken from the subclaims and the following description.

Es wird ein Flugzeug vorgeschlagen, welches einen Flugzeugrumpf mit einer Längsachse, einer Querachse und einer Hochachse, einen direkt und ausschließlich an einem ersten Längsabschnitt des Flugzeugrumpfs direkt angeordneten ersten Tragflügel und einen direkt und ausschließlich an einem zweiten Längsabschnitt des Flugzeugrumpfs angeordneten zweiten Tragflügel aufweist. Der erste und der zweite Tragflügel sind entlang der Längsachse voneinander beabstandet. Erste Flügelspitzen des ersten Tragflügels und zweite Flügelspitzen des zweiten Tragflügels sind entlang der Hochachse voneinander um eine Strecke beabstandet, die mindestens dem 0,1 fachen der Halbspannweite mindestens eines des ersten Tragflügels und des zweiten Tragflügels entspricht.An aircraft is proposed which has an aircraft fuselage with a longitudinal axis, a transverse axis and a vertical axis, a first airfoil arranged directly and exclusively on a first longitudinal section of the fuselage and a second airfoil directly and exclusively arranged on a second longitudinal section of the aircraft fuselage. The first and second wings are spaced apart along the longitudinal axis. First wing tips of the first wing and second wing tips of the second wing are spaced apart along the vertical axis by a distance corresponding to at least 0.1 times the half-span of at least one of the first wing and the second wing.

Der Flugzeugrumpf kann insbesondere eine längliche Form aufweisen und über einen relativ beliebigen Querschnitt verfügen, der die gesamte Bandbreite nutzbarer Querschnitte von Rümpfen heutiger und zukünftiger Verkehrsflugzeuge einschließt. Die vorangehend genannte Längsachse, Querachse und Hochachse sind gemäß der üblichen Definition eines flugzeugfesten Koordinatensystems gewählt und entsprechen insbesondere den Vorschriften der DIN 9300 . In particular, the fuselage may have an elongated shape and a relatively arbitrary cross-section, including the full range of useful cross-sections of hulls of present and future commercial aircraft. The above-mentioned longitudinal axis, transverse axis and vertical axis are chosen according to the usual definition of an aircraft-fixed coordinate system and correspond in particular to the regulations of DIN 9300 ,

Für die Definition des erfindungsgemäßen Flugzeugs werden rein gedanklich zwei Längsabschnitte des Flugzeugrumpfes gebildet, wobei ein vorderer Längsabschnitt und ein hinterer Längsabschnitt vorliegen, die erster und zweiter Längsabschnitt genannt werden, um eine bessere Unterscheidung zu erreichen, jedoch ohne eine Reihenfolge vorzuschreiben. Der erste Längsabschnitt kann je nach Ausführungsform ein vorderer oder ein hinterer Längsabschnitt sein, ebenso kann der zweite Längsabschnitt je nach Ausführungsform ein hinterer oder ein vorderer Längsabschnitt sein.For the definition of the aircraft according to the invention, two longitudinal sections of the fuselage are purely conceived, wherein there are a front longitudinal section and a rear longitudinal section, which are called first and second longitudinal section, in order to achieve a better distinction, but without prescribing an order. The first longitudinal section can be a front or a rear longitudinal section, depending on the embodiment, as can the second Longitudinal section depending on the embodiment, a rear or a front longitudinal section.

Der erste Tragflügel dient zur Erzeugung von Auftrieb und damit zum Tragen zumindest einer Teillast des Flugzeugs. Die direkte und ausschließliche Anordnung an dem ersten Längsabschnitt des Rumpfs ist derart zu verstehen, dass zwischen dem ersten Tragflügel und dem ersten Längsabschnitt des Flugzeugrumpfs keine weiteren Strukturbauteile angeordnet sind. The first wing is used to generate lift and thus to carry at least a part load of the aircraft. The direct and exclusive arrangement on the first longitudinal section of the fuselage is to be understood such that no further structural components are arranged between the first aerofoil and the first longitudinal section of the fuselage.

Gleiches gilt für den zweiten Tragflügel, der direkt und ausschließlich an dem zweiten Längsabschnitt angeordnet ist und zumindest eine Teillast des Flugzeugs trägt. The same applies to the second wing, which is arranged directly and exclusively on the second longitudinal section and carries at least a part load of the aircraft.

Der Begriff „ausschließlich“ ist weiterhin derart zu verstehen, dass die Tragflügel nur in dem jeweiligen Längsabschnitt angeordnet sind und nicht in den jeweils anderen Längsabschnitt ragen. Selbstverständlich kann jeder Anschlussbereich, in dem ein Tragflügel mechanisch, d.h. lastübertragend, mit einem Längsabschnitt verbunden ist, mit einer Flügel-Rumpf-Verkleidung versehen werden, wie als „Belly Fairing“ aus üblichen Verkehrsflugzeugen bekannt.The term "exclusively" is further to be understood such that the wings are arranged only in the respective longitudinal section and do not protrude into the respective other longitudinal section. Of course, any port area in which a wing is mechanically, i. load transferring, connected to a longitudinal section, are provided with a wing-fuselage fairing, as known as "Belly Fairing" from conventional commercial aircraft.

Das Flugzeug weist somit eine Tandemkonfiguration bzw. Tandemflügel auf. Die Spannweite der beiden Tragflügel können im Wesentlichen gleich oder wenig bis deutlich unterschiedlich sein, wobei die Spannweite eines eventuell kürzeren bzw. kleineren Flügels dennoch deutlich bzw. nennenswert die Spannweite eines Höhenleitwerks übertreffen sollte. Die Gesamtheit der Tandemkonfiguration mit erstem und zweitem Tragflügel trägt den wesentlichen Teil der Last des Flugzeugs.The aircraft thus has a tandem configuration or tandem wing. The span of the two wings may be substantially the same or slightly to significantly different, but the span of a possibly shorter or smaller wing should still significantly or significantly exceed the span of a horizontal stabilizer. The entirety of the tandem configuration with the first and second wings carries the major part of the load of the aircraft.

Die Tragflügel sind derart an dem Flugzeugrumpf angeordnet, dass diese auch entlang der Längsachse voneinander beabstandet sind, das heißt, dass sie sich bevorzugt nicht so dicht an dem jeweils anderen Längsabschnitt des Rumpfes befinden, dass sich die beiden Tragflügel berühren. Es kann überdies auch bevorzugt sein, dass der Abstand in Längsrichtung zwischen den beiden Tragflügeln möglichst groß gewählt wird, so dass der Abwind des stromaufwärts positionierten Tragflügels die Anströmung des stromabwärts gelegenen Tragflügels möglichst wenig beeinflusst. The wings are arranged on the aircraft fuselage so that they are also spaced apart along the longitudinal axis, that is, they are preferably not so close to the respective other longitudinal portion of the fuselage, that touch the two wings. Moreover, it may also be preferred that the distance in the longitudinal direction between the two wings is chosen to be as large as possible, so that the downwash of the upstream positioned wing affects the flow of the downstream wing as little as possible.

Aus dieser erfindungsgemäßen Gestaltung resultiert die deutliche Reduktion des induzierten Widerstands unter Ausnutzung der Nicht-Planarität, die sich deutlich auf den sogenannten Oswald- bzw. den k-Faktor auswirkt. Aus der theoretischen Aerodynamik ist bekannt, dass eine optimale Auftriebsverteilung über die Spannweite elliptisch ist und sich hieraus eine optimale Flügelauslegung ergibt. Die Abweichung von der elliptischen Auftriebsverteilung führt zu einer Erhöhung des induzierten Widerstands, was durch den Oswald-Faktor „e“ ausgedrückt wird, der auch als Flügelwirkungsgrad oder Spannweitenwirkungsgrad bezeichnet wird. Ein negativer Abwindeffekt der bei der Auftriebserzeugung entstehenden spannweitig verteilten Wirbel, der auch einen starken Randwirbel einschließt, des stromaufwärts gelegenen Tragflügels auf den stromabwärts gelegenen Tragflügel wird durch den sehr großen möglichen Abstand und die Nicht-Planarität deutlich abgeschwächt. Damit werden die Auslegung des nachfolgenden Flügels und der Wirkungsgrad der Flugzeugkonfiguration über ein breites Einsatzspektrum deutlich erleichtert bzw. verbessert.From this design according to the invention results in the significant reduction of the induced resistance taking advantage of the non-planarity, which has a significant effect on the so-called Oswald and the k-factor. From the theoretical aerodynamics it is known that an optimal lift distribution over the span is elliptical and this results in an optimal wing design. The deviation from the elliptical lift distribution results in an increase in the induced resistance, which is expressed by the Oswald factor "e", which is also referred to as wing efficiency or span efficiency. A negative pull-down effect of the swirl-generated distributed vortices in the lift generation, which also includes a strong edge vortex, of the upstream wing to the downstream wing is significantly attenuated by the very large possible distance and non-planarity. Thus, the design of the subsequent wing and the efficiency of the aircraft configuration over a wide range of uses are significantly facilitated or improved.

Ein wesentlicher, hierzu beitragender Faktor, ist der vertikale Abstand der Flügelspitzen des ersten Tragflügels und des zweiten Tragflügels im Verhältnis zu ihrer Spannweite. Die Flügelform ist dabei nicht einmal besonders relevant, denn Flügel mit Winglet, Boxwing oder eine Doppeldeckeranordnung weisen bei gleichem vertikalen Abstand zu der Spannweite annähernd den gleichen Oswald-Faktor auf. An essential contributing factor is the vertical spacing of the wing tips of the first wing and the second wing in relation to their span. The wing shape is not even particularly relevant, because wings with winglet, boxwing or a biplane arrangement have approximately the same Oswald factor at the same vertical distance to the span.

Zusammenfassend wird folglich eine Flugzeugkonfiguration vorgestellt, die ein deutlich verbessertes Widerstandsverhalten aufweist und zu einem besonders günstigen Wirkungsgrad führt. In summary, therefore, an aircraft configuration is presented, which has a significantly improved resistance behavior and leads to a particularly favorable efficiency.

In einer vorteilhaften Ausführungsform weist der erste Tragflügel zumindest abschnittsweise einen ersten V-Winkel und der zweite Tragflügel zumindest abschnittsweise einen zweiten V-Winkel auf. Der erste V-Winkel und der zweite V-Winkel unterscheiden sich voneinander und mindestens einer des ersten und des zweiten V-Winkels ist von Null verschieden. Der erste V-Winkel und der zweite V-Winkel bezeichnen jeweils den aufwärts gerichteten Winkel zwischen der Horizontalen und einer Hälfte des jeweiligen Tragflügels oder des Abschnitts des jeweiligen Tragflügels, dessen V-Winkel zu bestimmen ist. Ein positiver V-Winkel bedeutet, dass die betreffende Tragflügelhälfte nach oben gerichtet ist, während ein negativer V-Winkel für eine nach unten gerichtete Tragflügelhälfte steht. Gemäß dieser Ausführungsform kann einer der beiden Tragflügel einen V-Winkel von null haben. Die Flügelspitzen der beiden Tragflügel sind bei dieser Ausführungsform insbesondere aufgrund der unterschiedlichen V-Form vertikal voneinander beabstandet.In an advantageous embodiment, the first wing at least in sections, a first V-angle and the second wing at least partially a second V-angle. The first V-angle and the second V-angle are different from each other, and at least one of the first and second V-angles is different from zero. The first V-angle and the second V-angle respectively denote the upward angle between the horizontal and a half of the respective wing or the portion of the respective wing whose V-angle is to be determined. A positive V-angle means that the wing of the wing in question is pointing upwards, while a negative V-angle means a wing-wing pointing downwards. According to this embodiment, one of the two wings may have a zero V-angle. The wing tips of the two wings are vertically spaced apart in this embodiment, in particular due to the different V-shape.

In einer vorteilhaften Ausführungsform wird mindestens einer des ersten V-Winkels und des zweiten V-Winkels direkt in einem Anschlussbereich des betreffenden Tragflügels an dem Flugzeugrumpf gemessen. Der erste und/oder der zweite Tragflügel weist somit bereits in einem Anschlussbereich einen ersten bzw. zweiten V-Winkel auf, der sich nicht erst in Spannweitenrichtung entwickelt. Weist der erste Tragflügel einen größeren V-Winkel als der zweite Tragflügel auf, oder umgekehrt, ist das Vorsehen eines prägnanten V-Winkels bereits im Anschlussbereich zur vertikalen Beabstandung der Flügelspitzen besonders vorteilhaft. In an advantageous embodiment, at least one of the first V-angle and the second V-angle is measured directly in a connection region of the relevant wing on the aircraft fuselage. The first and / or the second wing thus already has a first or second V-angle in a connection region, which does not first develop in the spanwise direction. The first wing has a larger V-angle than the second wing Wing on, or vice versa, the provision of a concise V-angle already in the connection area for vertical spacing of the wing tips is particularly advantageous.

Besonders bevorzugt unterscheiden sich der erste und der zweite V-Winkel um mindestens 15° voneinander. Die Tragflügelspitzen können, je nach gewählter Spannweite, dadurch vertikal sehr deutlich voneinander beabstandet sein, um den Oswald-Faktor möglichst zu minimieren.Particularly preferably, the first and second V-angles differ by at least 15 ° from one another. The wing tips, depending on the selected span, thereby vertically spaced very clearly from each other to minimize the Oswald factor as possible.

Zur Realisierung eines möglichst einfachen Fahrwerks und zur Gewährleistung der einfachen Manövrierbarkeit des Flugzeugs am Boden sind der erste und der zweite V-Winkel bevorzugt positiv. Die für eine reibungslose Bewegung am Boden notwendige Höhe der Rumpfunterseite und der damit verbundenen Einstiegshöhe kann zudem an herkömmliche Verkehrsflugzeuge mit einem Tragflügel mit positivem V-Winkel und einem heckwärts angordneten Leitwerk angepasst werden, denn auch bei stehendem Flugzeug kann folglich ein ausreichender Abstand zwischen den Flügelspitzen und dem Boden erreicht werden.To realize the simplest possible suspension and to ensure the ease of maneuverability of the aircraft on the ground, the first and second V-angles are preferably positive. The necessary for a smooth movement on the ground height of the fuselage underside and the associated entry height can also be adapted to conventional commercial aircraft with a wing with a positive V-angle and a sternward angordneten tail, because even when the aircraft is therefore a sufficient distance between the wing tips and the ground can be reached.

Allerdings kann alternativ oder zusätzlich dazu auch mindestens einer des ersten V-Winkels und des zweiten V-Winkels negativ sein. Eine Kombination eines Tragflügels mit einem negativen V-Winkel und eines Tragflügels mit einem positiven V-Winkel steigert den Abstand der Flügelspitzen und reduziert den induzierten Widerstand noch weiter.However, alternatively or additionally, at least one of the first V-angle and the second V-angle may be negative. A combination of a wing with a negative V-angle and a wing with a positive V-angle increases the distance of the wing tips and further reduces the induced resistance.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform besteht der erste Tragflügel aus zwei Tragflügelhälften, die jeweils zumindest einen planaren Teilabschnitt aufweisen. Die Realisierung eines derartigen Tragflügels ist mechanisch besonders einfach und vergleichsweise kostengünstig und bietet sich insbesondere dann an, wenn der erste Tragflügel einen niedrigeren V-Winkel aufweist als der zweite Tragflügel. Eine Konfiguration mit planarem, stromaufwärts angeordnetem ersten Tragflügel kann von Vorteil sein, wenn der zweite Tragflügel stromabwärts angeordnet ist, einen eher prägnanten V-Winkel aufweist und damit die Funktion eines Leitwerks übernehmen kann, wie nachfolgend ausgeführt.In a particularly advantageous embodiment, the first wing of two wing halves, each having at least one planar portion. The realization of such a wing is mechanically particularly simple and relatively inexpensive and is particularly suitable when the first wing has a lower V-angle than the second wing. A planar upstream airfoil configuration may be advantageous when the second airfoil is located downstream, has a more pronounced V-angle, and thus assumes the function of a tail, as discussed below.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform besteht der zweite Tragflügel aus zwei Tragflügelhälften, die jeweils in einen zumindest abschnittsweise planaren und mit dem Flugzeugrumpf verbundenen inneren Abschnitt und einen zumindest abschnittsweise planaren und mit dem inneren Abschnitt verbundenen äußeren Abschnitt unterteilt sind. Der äußere Abschnitt weist einen stärkeren zweiten V-Winkel auf als der innere Abschnitt. Somit kann der zweite Tragflügel einen Knick aufweisen, ab dem in Spannweitenrichtung nach außen ein stärkerer V-Winkel vorliegt. Der äußere Abschnitt mit dem stärkeren V-Winkel ist geringeren Flächenlasten ausgesetzt als der innere Abschnitt, was sich besonders günstig auf die Wirbelentstehung auswirkt, während gleichzeitig die Flügelspitzen der beiden Tragflügel sehr prägnant voneinander beabstandet werden. Zudem würde sich bei einem besonders prägnanten V-Winkel der äußeren Abschnitte der zweite Tragflügel dafür anbieten, die Funktion eines Seitenleitwerks zur Stabilisierung und Steuerung der Fluglage des Flugzeugs zu übernehmen, wenn der zweite Tragflügel heckwärts angeordnet ist.In a particularly advantageous embodiment, the second wing of two wing halves, which are each divided into an at least partially planar and connected to the aircraft fuselage inner section and an at least partially planar and connected to the inner portion outer portion. The outer portion has a stronger second V-angle than the inner portion. Thus, the second wing may have a kink, from which there is a stronger V-angle in the spanwise direction. The outer portion with the stronger V-angle is exposed to lower surface loads than the inner portion, which has a particularly favorable effect on the vortex formation, while at the same time the wing tips of the two wings are very concise from each other. In addition, with a particularly significant V-angle of the outer sections, the second wing would offer to take over the function of a rudder for stabilizing and controlling the attitude of the aircraft when the second wing is located rearward.

Zur Übernahme der Funktion des Seitenleitwerks weist der äußere Abschnitt des zweiten Tragflügels bewegbare Steuerflächen auf. To take over the function of the vertical tail, the outer portion of the second wing on movable control surfaces.

Der Abstand der Tragflügelspitzen in vertikaler Richtung kann noch gesteigert werden, indem ein erster Anschlussbereich des Flugzeugrumpfs zur Aufnahme des ersten Tragflügels vertikal von einem zweiten Anschlussbereich des Flugzeugrumpfs zur Aufnahme des zweiten Tragflügels beabstandet wird. Einer der beiden Tragflügel kann somit an einem oberen Ende des Flugzeugrumpfs angeordnet werden, während der andere Tragflügel an einem unteren Ende angeordnet ist. Besonders bevorzugt folgt die Beabstandung der Anschlussbereiche des jeweiligen Aufwärts- oder Abwärtsverlaufs der zugehörigen Tragflügelspitzen.The distance of the wing tips in the vertical direction can be further increased by a first terminal portion of the fuselage for receiving the first wing is vertically spaced from a second terminal portion of the fuselage for receiving the second wing. One of the two wings can thus be arranged at an upper end of the fuselage, while the other wing is arranged at a lower end. Particularly preferably, the spacing of the connection regions follows the respective upward or downward course of the associated hydrofoil tips.

Besonders bevorzugt liegen die Tragflügelspitzen des zweiten Tragflügels vertikal in Richtung der Hochachse des Flugzeugrumpfs über den Tragflügelspitzen des ersten Tragflügels und der zweite Anschlussbereich liegt vertikal in Richtung der Hochachse des Flugzeugrumpfs über dem ersten Anschlussbereich. Particularly preferably, the wing tips of the second wing lie vertically in the direction of the vertical axis of the fuselage over the wing tips of the first wing and the second connection area is vertically in the direction of the vertical axis of the fuselage over the first connection area.

Weiterhin kann der erfindungsgemäße Effekt durch Anordnen mindestens eines Paars von Winglets an mindestens einem des ersten oder des zweiten Tragflügels gesteigert werden. Furthermore, the effect according to the invention can be increased by arranging at least one pair of winglets on at least one of the first or the second wing.

Der zweite Tragflügel ist bevorzugt an einer hinteren Hälfte des Flugzeugrumpfs angeordnet und dazu eingerichtet, die Funktion eines Leitwerks zur Stabilisierung und Steuerung der Fluglage des Flugzeugs zu erfüllen. Damit entfällt die Notwendigkeit eines separaten Leitwerks, was den Reibungswiderstand des Flugzeugs reduziert. The second wing is preferably disposed on a rear half of the fuselage and configured to perform the function of stabilizing and controlling the attitude of the aircraft. This eliminates the need for a separate tail, which reduces the frictional resistance of the aircraft.

Alternativ dazu kann auch ein Leitwerk in einer hinteren Hälfte des Flugzeugrumpfs zur Stabilisierung und Steuerung der Fluglage des Flugzeugs angeordnet werden. Das Leitwerk kann dabei insbesondere ein Seitenleitwerk zur Erhöhung der Gierstabilität umfassen und sich entlang der Hochachse des Flugzeugs erstrecken.Alternatively, a tail unit may also be arranged in a rear half of the fuselage to stabilize and control the attitude of the aircraft. The tail may in particular include a rudder for increasing the yaw stability and extending along the vertical axis of the aircraft.

Selbstverständlich können weiterhin im Wesentlichen vertikale Seitenleitwerke und/oder Winglets an den Flügelspitzen des hinteren Flügels angeordnet werden, um eine Stabilisierung und Steuerung der Fluglage des Flugzeugs zu erreichen. Of course, essentially vertical vertical stabilizers and / or winglets can furthermore be arranged on the wing tips of the rear wing in order to achieve stabilization and control of the attitude of the aircraft.

KURZE BESCHREIBUNG DER FIGURENBRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES

Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele und den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbezügen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.Other features, advantages and applications of the present invention will become apparent from the following description of the embodiments and the figures. All described and / or illustrated features alone and in any combination form the subject matter of the invention, regardless of their composition in the individual claims or their back references. In the figures, the same reference numerals for identical or similar objects.

1 bis 4 zeigen jeweils ein Ausführungsbeispiel eines Flugzeugs in einer dreidimensionalen Ansicht. 1 to 4 each show an embodiment of an aircraft in a three-dimensional view.

DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMENDETAILED DESCRIPTION OF EXEMPLARY EMBODIMENTS

1 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 2, welches einen Flugzeugrumpf 4, einen ersten Tragflügel 6 und einen zweiten Tragflügel 8 aufweist. Der Flugzeugrumpf 4 ist in einen gedachten ersten Längsabschnitt 4a und einen zweiten Längsabschnitt 4b unterteilt. Der erste Tragflügel 6 ist an dem ersten Längsabschnitt 4a angeordnet, während der zweite Tragflügel 8 an dem zweiten Längsabschnitt 4b angeordnet ist. Hierbei sind die beiden Tragflügel 6 und 8 direkt mit dem jeweiligen Längsabschnitt 4a bzw. 4b verbunden, das heißt, dass sich außer für die Befestigung notwendigen Elementen keine anderen Strukturbauteile zwischen den Tragflügeln 6 und 8 und dem Rumpf 4 befinden. 1 shows a first embodiment of an aircraft according to the invention 2 which is a fuselage 4 , a first wing 6 and a second wing 8th having. The fuselage 4 is in an imaginary first longitudinal section 4a and a second longitudinal section 4b divided. The first wing 6 is at the first longitudinal section 4a arranged while the second wing 8th at the second longitudinal section 4b is arranged. Here are the two wings 6 and 8th directly with the respective longitudinal section 4a respectively. 4b connected, that is, except for the elements necessary for the attachment no other structural components between the wings 6 and 8th and the hull 4 are located.

Der in diesem Ausführungsbeispiel stromaufwärts angeordnete, erste Tragflügel 6 weist exemplarisch zwei planare Tragflügelhälften 6a und 6b auf, die zu der Horizontalen einen ersten V-Winkel α definieren. Dieser ist in dem gezeigten Fall sehr niedrig und kann lediglich nur knapp über 0° liegen bzw. in einem Bereich, der dem V-Winkel des Tragflügels üblicher Verkehrsflugzeuge entspricht. The upstream in this embodiment, the first wing 6 exemplifies two planar wing halves 6a and 6b which define a first V-angle α to the horizontal. This is very low in the case shown and can only be just above 0 ° or in an area corresponding to the V-angle of the wing of conventional commercial aircraft.

Der zweite Tragflügel 8 weist zwei Tragflügelhälften 8a und 8b auf, die einen deutlich größeren V-Winkel β besitzen, so dass sich zweite Tragflügelspitzen 12 deutlich oberhalb von ersten Tragflügelspitzen 10 der ersten Tragflügelhälften 6a und 6b befinden. Der Höhenunterschied in z-Richtung wird in 1 mit „h“ gekennzeichnet. Dieser kann bei mindestens einem Zehntel der (kleineren) Halbspannweite des ersten Tragflügels 6 und des zweiten Tragflügels 8 liegen.The second wing 8th has two wing halves 8a and 8b on, which have a significantly larger V-angle β, so that second wing tips 12 clearly above the first wing tips 10 the first wing halves 6a and 6b are located. The height difference in z direction is in 1 marked with "h". This can be at least one-tenth of the (smaller) half-span of the first wing 6 and the second wing 8th lie.

Durch den starken V-Winkel, der rein exemplarisch bei etwa 20° liegt, ist der zweite Tragflügel 8 von dem Abwind des stromaufwärts gelegenen ersten Tragflügels 6 nur geringfügig beeinflusst. Ein Anschlussbereich 16 des zweiten Tragflügels 8, in dem die zweiten Tragflügelhälften 8a und 8b mit dem Flugzeugrumpf 4 verbunden sind, liegt deutlich oberhalb eines Anschlussbereichs 14, in dem die ersten Tragflügelhälften 6a und 6b mit dem Flugzeugrumpf 4 verbunden sind. Dies kann bei Begrenzung des zweiten V-Winkels β zu einer Maximierung des vertikalen Höhenunterschieds h führen. Due to the strong V-angle, which is purely exemplary at about 20 °, is the second wing 8th from the downwash of the upstream first wing 6 only slightly influenced. A connection area 16 of the second wing 8th in which the second wing halves 8a and 8b with the fuselage 4 are connected, is well above a terminal area 14 in which the first wing halves 6a and 6b with the fuselage 4 are connected. This can lead to a maximization of the vertical height difference h when the second V-angle β is limited.

In 1 wird eine Variante ohne Seiten- und Höhenleitwerk gezeigt. Die zweiten Tragflügelhälften 8a und 8b können durch kombinierte Höhen- und Querruder die Funktion eines Höhenruders übernehmen. Hierzu sind bewegbare Steuerflächen 9a und 9b vorhanden, die um eine Achse verschwenkbar und sowohl für die Gier- als auch für die Höhensteuerung einsetzbar sind. Durch den recht starken zweiten V-Winkel β kann ferner auch eine ausreichende Gierstabilität bereitgestellt werden, durch die die Notwendigkeit eines separaten Seitenleitwerks entfällt. In 1 a variant without side and horizontal stabilizer is shown. The second wing halves 8a and 8b can take over the function of an elevator by combined elevator and ailerons. These are movable control surfaces 9a and 9b present, which are pivotable about an axis and can be used both for yawing and for height control. Due to the rather strong second V-angle β, sufficient yaw stability can also be provided, which eliminates the need for a separate vertical stabilizer.

Wie in 2 dargestellt, kann das Flugzeug 2 jedoch auch ein separates Seitenleitwerk 18 mit einer individuellen bewegbaren Steuerfläche 11 aufweisen. Ein derart ausgestattetes Flugzeug 20 weist gegenüber dem Flugzeug 2 aus 1 eine verbesserte Giersteuerung auf. As in 2 represented, the plane can 2 but also a separate rudder 18 with an individual movable control surface 11 exhibit. Such a equipped aircraft 20 points opposite the plane 2 out 1 an improved yaw control.

3 zeigt mit einem Flugzeug 22 eine ähnliche Variante wie in 1, wobei jedoch die geometrischen Parameter der ersten Tragfläche 6 und der zweiten Tragfläche 8 miteinander vertauscht sind. Dies bedeutet, dass bei dem Flugzeug 22 der erste Tragflügel 8 vorne, d.h. stromaufwärts, angeordnet ist, einen ausgeprägten V-Winkel β aufweist und an einem oberen Ende des Rumpfes 4 befestigt ist. An einem heckwärtigen Ende befindet sich der erste Tragflügel 6 mit einem deutlich geringeren V-Winkel α und einem Anschlussbereich 14, der deutlich unterhalb des Anschlussbereichs 16 des zweiten Tragflügels 8 liegt. Der Einfachheit halber werden hier der vordere Tragflügel als zweiter Tragflügel 8 und der hintere Tragflügel als erster Tragflügel 6 bezeichnet. Gleichermaßen werden die gedachten Längsabschnitte entsprechend andersherum bezeichnet, um mit den vorgenannten vorteilhaften oder bevorzugten Parametern konform zu bleiben. 3 shows with an airplane 22 a similar variant as in 1 However, the geometric parameters of the first wing 6 and the second wing 8th are interchanged. This means that the plane 22 the first wing 8th located upstream, ie upstream, has a pronounced V-angle β and at an upper end of the fuselage 4 is attached. At a rear end is the first wing 6 with a significantly lower V-angle α and a connection area 14 which is well below the connection area 16 of the second wing 8th lies. For simplicity, here are the front wing as the second wing 8th and the rear wing as the first wing 6 designated. Similarly, the imaginary longitudinal sections are correspondingly reversed in order to conform to the aforementioned advantageous or preferred parameters.

Das Flugzeug 22 weist exemplarisch ein Seitenleitwerk 18 auf, welches notwendig werden könnte, da der nun heckwärts angeordnete erste Tragflügel 8 kaum zur Erhöhung der Seitenstabilität beiträgt. The plane 22 exemplifies a rudder 18 on, which could be necessary because of the now rearwardly arranged first wing 8th hardly contributes to increasing the lateral stability.

In 4 wird ein weiteres Flugzeug 24 als Abwandlung von 1 dargestellt. Dort ist der erste Tragflügel 6 in dem vorne gelegenen ersten Längsabschnitt 4a angeordnet, während ein zweiter Tragflügel 26 an einem heckwärtigen Ende an dem zweiten Längsabschnitt 4b angeordnet ist. Der zweite Tragflügel 26 weist zwei Tragflügelhälften 26a und 26b auf, die jeweils einen inneren Abschnitt 28 und einen äußeren Abschnitt 30 aufweisen. Der äußere Flügelabschnitt 30 weist einen deutlich größeren zweiten V-Winkel β₂ als der innere Abschnitt 28 auf, dessen zweiter V-Winkel β₁ in einem rumpfnahen Bereich gemessen wird, da die inneren Abschnitte 28 im Wesentlichen planar sind und im Wesentlichen direkt an den Rumpf 4 bzw. eine dort angeordnete Struktur zur Flügelaufnahme anschließen. Damit kann eine weitere Vergrößerung des Abstandes zwischen den Flügelspitzen 10 des ersten Tragflügels 6 und Flügelspitzen 32 des zweiten Tragflügels 26 in vertikaler Richtung hervorgerufen werden, wobei in dem äußeren Abschnitt 30 eine geringere Flächenlast anliegt und somit trotz des größeren V-Winkels β₂ keine übermäßig starke Wirbelbildung zu erwarten ist. In 4 will be another plane 24 as a modification of 1 shown. There is the first wing 6 in the front first longitudinal section 4a arranged while a second wing 26 at a rearward end on the second longitudinal section 4b is arranged. The second wing 26 has two wing halves 26a and 26b on, each one an inner section 28 and an outer section 30 exhibit. The outer wing section 30 has a significantly larger second V angle β ₂ than the inner portion 28 on whose second V-angle β _{1 is} measured in a region close to the fuselage, since the inner sections 28 are substantially planar and substantially directly to the fuselage 4 or connect a structure arranged there for wing receiving. This can further increase the distance between the wing tips 10 of the first wing 6 and wing tips 32 of the second wing 26 be caused in the vertical direction, wherein in the outer portion 30 a lower surface load is applied and thus in spite of the larger V-angle β ₂ no excessive vortex formation is to be expected.

Ergänzend sei darauf hingewiesen, dass „aufweisen“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt, und „ein“ oder „eine“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.In addition, it should be noted that "comprising" does not exclude other elements or steps, and "a" or "an" does not exclude a plurality. It should also be appreciated that features described with reference to any of the above embodiments may also be used in combination with other features of other embodiments described above. Reference signs in the claims are not to be considered as limiting.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.This list of the documents listed by the applicant has been generated automatically and is included solely for the better information of the reader. The list is not part of the German patent or utility model application. The DPMA assumes no liability for any errors or omissions.

Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 4390150 [0005]

Zitierte Nicht-PatentliteraturCited non-patent literature

DIN 9300 [0009]

Claims

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ), comprising - a fuselage ( 4 ), with a longitudinal axis (x), a transverse axis (y) and a vertical axis (z), - one directly and exclusively at a first longitudinal section ( 4a ) of the fuselage directly arranged first wing ( 6 ) and - one directly and exclusively at a second longitudinal section ( 4b ) of the fuselage ( 4 ) arranged second wing ( 8th ), the first and second wings ( 6 . 8th ) are spaced apart along the longitudinal axis (x), and wherein first wing tips ( 10 ) of the first wing ( 6 ) and second wing tips ( 12 ) of the second wing ( 8th ) are spaced apart along the vertical axis (z) by a distance (h) which is at least 0.1 times the half-span of the first wing (Fig. 6 ) or the second wing ( 8th ) corresponds.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 1, wherein the first wing ( 6 ) at least in sections a first V-angle (α) and the second wing ( 8th ) at least in sections a second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ), wherein the first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) differ from each other and at least one of first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) is different from zero.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 2, wherein at least one of the first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) in a fuselage near the first wing ( 6 ) is measured.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 2 or 3, wherein the first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) differ from one another by at least 15 °.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of claims 2 to 4, wherein at least one of the first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) is positive.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of claims 2 to 5, wherein at least one of the first V-angle (α) and the second V-angle (β, β ₁ , β ₂ ) is negative.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of the preceding claims, wherein the first wing ( 6 ) of two wing halves ( 6a . 6b ), each having at least one planar portion.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of the preceding claims, wherein the second wing ( 8th ) of two wing halves ( 8a . 8b ), each in an at least partially planar and with the fuselage ( 4 ) connected inner section ( 28 ) and an at least partially planar and with the inner portion ( 28 ) connected outer section ( 30 ), the outer portion ( 30 ) has a stronger second V angle (β, β ₁ , β ₂ ) than the inner portion.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 8, wherein the outer portion ( 30 ) of the second wing ( 8th ) has movable control surfaces.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of the preceding claims, wherein a first connection region ( 14 ) of the fuselage ( 4 ) for receiving the first wing ( 6 ) along the vertical axis (z) of a second connection area ( 16 ) of the fuselage ( 4 ) for receiving the second wing ( 8th ) is spaced.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 10, wherein the second wing tips ( 12 ) vertically in the direction of the vertical axis (z) of the fuselage ( 4 ) over the first wing tips ( 10 ) and the second connection area ( 16 ) vertically in the direction of the vertical axis (z) of the fuselage ( 4 ) over the first connection area ( 14 ) lies.

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of the preceding claims, further comprising at least one pair of winglets on at least one of the first wing ( 6 ) or the second wing ( 8th ).

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of the preceding claims, wherein the second wing ( 8th ) on a rear half of the fuselage ( 4 ) and is arranged to perform the function of stabilizing and controlling the attitude of the aircraft ( 2 . 20 . 22 . 24 ).

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to one of claims 1 to 12, further comprising a tail ( 18 ) on a rear half of the fuselage ( 4 ) for stabilizing and controlling the attitude of the aircraft ( 2 . 20 . 22 . 24 ).

Plane ( 2 . 20 . 22 . 24 ) according to claim 14, wherein the tail ( 18 ) is a rudder and extends along the vertical axis (z) of the aircraft ( 2 . 20 . 22 . 24 ).