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Flugzeugtragflügel, dessen Spitze ein Behälter bildet Um die Tragfähigkeit
und die Manövrierfähigkeit eines Flugzeuges zu verbessern, war man bestrebt, den
durch den Unterschied des Druckes unterhalb und oberhalb des Flügels verursachten
Wirbel so weit als möglich nach außen zu bewegen. Es wurde versucht, die Randwirbel
durch eine besondere Ausbildung der Flügelspitzen zu beeinflussen, und es wurde
zu diesem Zweck vorgeschlagen, den Flügelrand durch eine quer zur Flugrichtung eben
oder konvex verlaufende obere Randfläche und eine quer zur Flugrichtung konkav verlaufende
untere Randfläche zu bilden. Außerdem wurde vorgeschlagen, den Flügelrand durch
einen im wesentlichen in Flugrichtung verlaufenden Düsenspalt zu unterbrechen. Dadurch
wird erreicht, daß die Randwirbel von der Flugzeugspitze weg nach außen verlegt
werden, was eine erhebliche Erhöhung der effektiven Spannweite und eine entsprechende
Minderung des induzierten Widerstandes zur Folge hat.
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Gegenstand der Erfindung ist ein Flugzeugtragflügel, dessen Spitze
ein Behälter bildet, der mit seiner Längsachse in Flugrichtung liegt und im Querschnitt
dicker ist als das Tragflügelprofil. Ein Behälter, der die Spitze eines Flügels
bildet und im Querschnitt wesentlich dicker als der Flügel ist, wurde jedoch bisher
als eine Art Endscheibe angesehen, die an sich eine Umströmung der Flügelspitze
von oben nach unten genügend verhindert, so daß in diesem Fall die oben angegebene
Ausbildung der Flügelspitze nicht für dienlich gehalten worden ist. Tatsächlich
wurde aber gefunden, daß ein solcher Behälter durch seinen runden Querschnitt die
Umströmung der Flügelspitze eher begünstigt als verhindert.
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Das kennzeichnende Merkmal des Flugzeugflügels gemäß der Erfindung
besteht somit darin, daß an der in Spannweitenrichtung liegenden Außenseite des
Behälters eine an sich bekannte Vorrichtung zum Verlegen des Tragflügelrandwirbels
nach außen angebracht ist.
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Gemäß einem anderen Merkmal der Erfindung besteht die Vorrichtung
zum Verlegen des Tragflügelrandwirbels nach außen aus einem Flügelfortsatz geringer
Profildicke.
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Durch die gekennzeichnete Ausbildung des Flugzeugtragflügels nimmt
nicht nur die Tragfähigkeit des Flügels etwas zu, sondern es wird auch das Verhältnis
zwischen dem Auftriebskoeffizienten und dem Widerstandskoeffizienten des Flügels
günstiger gestaltet.
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Dies ergibt die Möglichkeit, die Kehrkurven eines Flugzeuges sehr
leicht zu steuern, indem der Randwirbel auf der einen Seite nach außen und auf der
anderen Seite nach innen bewegt wird. Diese Art der Steuerung kann in verschiedenen
Fällen beträchtliche Vorteile haben. In erster Linie werden die Querruder überflüssig
oder können erheblich kleiner gemacht werden, wodurch mehr Platz frei wird für Mittel
zur Steigerung der Tragfähigkeit. Außerdem ergibt sich bei Verwendung von Störklappen
der Vorteil, daß das Flugzeug gewendet werden kann, ohne daß die gesamte Tragfähigkeit
abnimmt.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung besteht die Vorrichtung
zum Verlegen des Tragflügelrandwirbels nach außen aus Mitteln zum Ausblasen von
Druckgas, wobei der Gasstrahl eine geringe Höhe aufweist.
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Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachstehenden
Beschreibung.
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In der Zeichnung sind mehrere beispielsweise Ausführungsformen des
Flugzeugtragflügels gemäß der Erfindung dargestellt.
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Abb. 1 zeigt in Draufsicht ein Flugzeug mit Tragflügeln, deren Spitzen
ein Behälter bildet; Abb. 2 zeigt in Vorderansicht einen üblichen Flugzeugtragflügel,
dessen Spitze ein Behälter bildet; Abb. 3 zeigt denselben Flügel, der gemäß der
Erfindung mit einem Fortsatz versehen ist; Abb. 4 zeigt den Flügel gemäß Abb. 2,
aber etwas verlängert, wobei der Flügel die gesamte Länge des mit dem Fortsatz versehenen
Flügels gemäß Abb. 3 aufweist; Abb. 5 zeigt eine Draufsicht auf die in den Abb.
2, 3 und 4 dargestellten Ausführungsformen der Flügel,
die in einer
Abbildung zusammengefaßt sind, um die verschiedenen Lagen des Behälters und die
verschiedenen Spannweiten zu veranschaulichen; Abb. 6 zeigt einen Flügelfortsatz
mit dem gebildeten Randwirbel; Abb. 7 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines an die
aerodynamische Form angepaßten Flügelfortsatzes; Abb. 8 gibt ein Beispiel für die
Steuerung eines Flugzeuges mit Hilfe des Flügelfortsatzes gemäß der Erfindung; Abb.
9 gibt ein anderes Beispiel für die Steuerung eines Flugzeuges mit Hilfe der Flügelfortsätze,
die mit Störklappen zusammenwirken; in den Abb. 10 und 11 geben die Kurven I, II
und III Versuchswerte an, die mit Tragflügeln gemäß den Abb. 2, 3 und 4 im Windkanal
erzielt worden sind; in Abb. 12 ist schematisch eine weitere Ausführungsform eines
Flügelfortsatzes gemäß der Erfindung dargestellt.
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In den Abb. 1 und 2 ist mit 1 der Flügel, mit 2 die Flügelspitze und
mit 3 der Behälter bezeichnet.
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In Abb. 3 ist zu diesen Teilen der Fortsatz 4 hinzugefügt, der bei
5 der Form des Behälters aerodynamisch angepaßt ist. In Abb. 4 wurde noch ein Zwischenstück
6 hinzugefügt, so daß die Länge des Flügels in den Abb. 3 und 4 gleich ist. In Abb.
5 sind die Flügel gemäß den Abb. 2, 3 und 4 in Draufsicht dargestellt, wobei mit
7 und 8 die vorderen und hinteren Enden des Behälters 3 in der Stellung gemäß Abb.
2 und mit 9 der aerodynamisch angepaßte Fortsatz 4 gemäß Abb. 3 bezeichnet sind.
Schließlich ist bei 10 mit unterbrochenen Linien die Stellung des Behälters 3 gemäß
Abb. 4 angegeben.
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Durch Diagonallinien ist in Abb. 5 die Fläche bezeichnet, die zur
Berechnung des Tragfähigkeitskoeffizienten usw. dient. In bisher üblicher Weise
wurde dabei nur jener Teil der Oberfläche des Behälters in Betracht gezogen, der
in der Verlängerung des Flügels liegt.
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In Abb. 10 ist der Auftriebskoeffizient CL für die Flügel gemäß den
Abb. 2, 3 und 4 als eine Funktion verschiedener Winkel der auftreffenden Strömung
angegeben. In der nachstehenden Tabelle sind weitere Angaben über diese Flügel enthalten.
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Mit q ist ½gv2 bezeichnet, d. h. die Hälfte des Produktes des spezifischen
Gewichtes der Luft im Windkanal und des Quadrates der Windgeschwindigkeit.
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S ist die Oberfläche in m2, während d die Schlankheit des Flügels
angibt, d. h. den Quotienten des Quadrates der Flügellänge (Spannweite) und der
Flügeloberfläche. Mit Re ist die Reynoldsche Zahl bezeichnet.
Der Auftriebskoeffizient CL ist demnach die von der Luft auf den Flügel wirkende
senkrechte Kraft dividiert durch das Produkt aus der Oberfläche S und dem Staudruck
½gV2. Daher
worin L die auf den Flügel wirkende senkrechte Kraft bedeutet.
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In den Abb. 10 und 11 sind CL bzw. als eine Funktion des Einfallwinkels
a angegeben. Die Kurven I, II und III beziehen sich auf die Flügel gemäß den Abb.
2, 3 und 4.
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Wie sich aus Abb. 10 ergibt, haben die Fortsätze gemäß der Erfindung
die überraschende Wirkung, daß die Tragfähigkeit pro Flächeneinheit des ganzen Flügels
zunimmt, und zwar in beträchtlichem Maß.
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In Abb. 11 ist der Quotient des Auftriebskoeffizienten und des Widerstandskoeffizienten
eingetragen. Der Widerstandskoeffizient ist definiert durch die waagerechte Widerstandskraft
des Flügels dividiert durch ½gv2S. Daher ist:
worin ß die auf den Flügel wirkende waagerechte Kraft bedeutet. Der Quotient
ist infolgedessen gleich dem Quotienten
und bezeichnet die Tangente des Winkels, den die auf den Flügel wirkende resultierende
Reaktionskraft des Windes mit der Waagerechten einschließt.
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In Abb. 11 ist
als eine Funktion des winkels eingetragen. Es ergibt sich daraus, daß eine beträchtliche
Verbesserung der Flugeigenschaften erzielt wird. Das Verhältnis
ist für den Flügel gemäß der Erfindung überall günstiger, mit Ausnahme des Bereichs,
in dem der Flügel bereits stark hochgezogen ist. In diesem Bereich sind die Unterschiede
jedoch ziemlich gering, und überdies sind diese geringen Unterschiede für eine Landung
auf einer möglichst kurzen Landebahn noch günstiger.
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Wenn die Enden des Flügels drehbar oder zurückziehbar sind, wie in
den Abb. 8 und 9 angegeben ist, tritt eine starke Steuerwirkung auf. Dies ergibt
sich aus den Abb. 10 und 11, weil beim Nachhintendrehen oder Zurückziehen der Fortsätze
gemäß der Erfindung nicht nur die wirksame Flügeloberfläche verringert wird, sondern
überdies die Wirkung auftritt, daß CL und infolgedessen die spezifische Tragfähigkeit
des Flügels abnimmt.
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In Abb. 8 gibt die Stellung a der Fortsätze gemäß der Erfindung eine
Steuerstellung an, in welcher auf das Flugzeug ein maximales Moment ausgeübt wird
in der Richtung, die in der Mitte durch einen gekrümmten Pfeil angegeben ist. Die
Stellung b gibt die normale Flugstellung an. Die in jeder Stellung auftretenden
Randwirbel sind schematisch angegeben. Die Flügel gemäß Abb. 9 sind außerdem mit
Störklappen C1 und C2 versehen. Diese Störklappen bewirken eine Abnahme der Tragfähigkeit
der Flügel. Dies ermöglicht, das Flugzeug mit den Störklappen
zu
steuern. Der Nachteil ist jedoch, daß die gesamte Tragfähigkeit des Flügels verringert
wird. Eine Kombination dieser Störklappen mit einem nach außen beweglichen Fortsatz
gemäß der Erfindung ergibt aber die Möglichkeit, unter Aufrechterhaltung der Tragfähigkeit
eine starke Steuerwirkung zu erzielen.
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In Abb. 12 ist wieder mit 2 die Flügelspitze und mit 3 ein Behälter
bezeichnet. Auf der Außenseite des Behälters ist eine Leitung 11 angeordnet, die
auf der vom Flugzeug abgekehrten Seite mit einem Schlitz 12 versehen ist, durch
den Gas ausgeblasen werden kann. Die Leitung 11 ist innerhalb eines aerodynamisch
gestalteten, vorstehenden Teiles 13 des Behälters angeordnet. Wenn der Leitung 11
Druckgas zugeführt wird, wird dieses durch den Schlitz 12 nach außen geblasen, wodurch
eine Scheidewand aus strömender Luft gebildet wird, welche hinsichtlich der Bewegung
des Randwirbels nach außen dieselbe Wirkung aufweist, wie ein fester Fortsatz, dabei
aber den Vorteil sehr geringen Strömungswiderstandes und sehr leichter Einstellbarkeit
besitzt.
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Außerdem gibt die Verwendung einer aus Luft hergestellten Scheidewand
die Möglichkeit der Veränderung der Breite derselben, ohne die aerodynamischen Nachteile,
die ein zu breiter fester Fortsatz aufweist.
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Selbstverständlich kann die Leitung 11 auch um ihre Achse verdreht
werden, wobei auch die Richtung, in welcher der Teil 13 auf dem Behälter angeordnet
ist, verändert wird, oder die ganze Leitung 11 kann sich um einen Punkt drehen,
der im wesentlichen mit der Mitte des Behälters 3 zusammenfällt, wobei sich der
Teil 13 mit der Leitung 11 dreht.
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Bei der Ausführungsform gemäß Abb. 12 kann sowohl eine Schlitzöffnung
als auch eine Reihe von Bohrungen verwendet werden. Der Vorteil der mit Druckgas
betriebenen Vorrichtung besteht darin, daß sie sehr leicht einstellbar ist, weil
am Ende des Flügels keine beweglichen Teile erforderlich sind, während auch ein
geringer Luftwiderstand erzielt wird. Überdies weist diese Konstruktion die bekannten
Vorteile auf, daß eine wirtschaftliche Verwendung des im Flugzeug vorhandenen Druckgases
möglich ist, nämlich entweder der Auspuffgase der Motoren oder der zur Eisentfernung
dienenden Heißluftströmung. Ferner ermöglicht die Verwendung von Druckgas die Verschiebung
der Randwirbel des Rotors eines Hubschraubers durch Ausblasen von Gasen, die beispielsweise
durch die bei der Rotorbewegung erzeugten Fliehkräfte komprimiert werden. Dies kann
für die Verbreiterung des Arbeitsdurchmessers des Rotors sehr wirksam sein, wenn
z. B. an den Rotorspitzen Lorinantriebe angeordnet werden. Eine solche Gasblasevorrichtung
kann aber auch an der Außenseite eines Fortsatzes gemäß einer der oben beschriebenen
Ausführungsformen angebracht werden.