DE1081767B - Flugzeug mit Tragflaechen, die an der Wurzel um Hochachsen schwenkbar sind - Google Patents

Flugzeug mit Tragflaechen, die an der Wurzel um Hochachsen schwenkbar sind

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DE1081767B
DE1081767B DEV15087A DEV0015087A DE1081767B DE 1081767 B DE1081767 B DE 1081767B DE V15087 A DEV15087 A DE V15087A DE V0015087 A DEV0015087 A DE V0015087A DE 1081767 B DE1081767 B DE 1081767B
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DE
Germany
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aircraft
wing
wings
fins
main wings
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Application number
DEV15087A
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English (en)
Inventor
Barnes Neville Wallis
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Vickers Armstrongs Aircraft Ltd
Original Assignee
Vickers Armstrongs Aircraft Ltd
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Publication date
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    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/38Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/40Varying angle of sweep

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Description

  • Flugzeug mit Tragflächen,-die an der Wurzel um Hochachsen schwenkbar sind Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit Tragflächen, die an der Wurzel um zur Hochachse des Flugzeugs parallele Achsen zwischen einer Querstellung mit großer Spannweite und einer starken Pfeilstellung mit geringer Spannweite beliebig verschwenkbar sind.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, eine verbesserte Form für ein Flugzeug anzugeben, das sowohl bei Unterschallgeschwindigkeit als auch bei Überschallgeschwindigkeit geflogen und gesteuert werden kann und das darüber hinaus mit geringerer Geschwindigkeit starten und landen kann, als es bisher bei Flugzeugen, die für Flüge mit Überschallgeschwindigkeit konstruiert sind, möglich war.
  • Diese Aufgabe wird bei einem Flugzeug gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die schwenkbaren Tragflächen von der Hinterkante einer festen Tragfläche mit dreieckigem Grundriß und vornliegender Spitze ausgehen.
  • Wenn ein solches Flugzeug sich in gleichförmigem Horizontalflug befindet, wirkt das durch die Auftriebskräfte auf die Vordertragfläche erzeugte Kippmoment in der entgegengesetzten Richtung wie das durch die Auftriebskräfte auf die Haupttragflächen. erzeugte Kippmoment, so daß der Gleichgewichtszustand erreicht wird. Die Kippstabilität kann aufrecht erhalten werden, weil das durch den Auftrieb an den Haupttragflächen erzeugte Kippmoment sich bei einer Änderung des Anstellwinkels schneller ändert als das durch den Auftrieb an der dreieckigen Vordertragfläche erzeugte Kippmoment in der entgegengesetzten Richtung.
  • Die Haupttragflächen können in an sich bekannter Weise zwischen, einer ausgespreizten Stellung für Unterschallgeschwindigkeiten und einer Pfeilstellung für Überschallgeschwindigkeiten bewegt werden-, wobei in der Pfeilstellung die Vorderkanten der Haupttragflächen mit den entsprechenden Vorderkanten der Vordertragfläche im wesentlichen fluchten. Wenn die Haupttragflächen ausgespreizt sind, besitzt die Anordnung vor allen Dingen eine verhältnismäßig große Spannweite, und in ihrer Mitte wird das sich nach vorn erstreckende Dreieckteil von der Vordertragfläche gebildet.
  • Wenn . die Haupttragflächen zurückgepfeilt sind, entspricht die Gesamtanordnung im Grundriß ungefähr der Form eines gleichschenkligen Dreiecks mit einem spitzen Scheitelwinkel. Während die extremste Vorwärtsstellung und die extremste Pfeilstellung so ausgewählt sind,. daß sich die besten Formen für geringe Unterschallgeschwindigkeiten bzw. hohe Überschallgeschwindigkeiten .ergeben, können die- Haupttragflächen in irgendeine zwischen diesen beiden Extremen liegende Grundrißform eingestellt werden. Die Einstellbarkeit der Pfeilung der- Haupttragflächen ermöglicht es, den größtmöglichen Wert der Gleitzahl bei allen- Geschwindigkeits- und Höhenverhältnissen zu erreichen. -Die Erfindung wird an-Hand eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels erläutert; in den Zeichnungen zeigen Fig. 1, 2. und 3 jeweils einen Grundriß, eine Vorderansicht und eine Seitenansicht des Luftfahrzeugs der Erfindung in einer- Flugstellung mit- geringer Geschwindigkeit, -Fig. 4, -5- und- 6- jeweils den Fig. 1, bis 3 entsprechende Ansichten. eines Luftfahrzeugs in einer Flugstellung, wie sie bei Überschallgeschwindigkeit eingenommen- wird, . Fig.7 einen in wesentlich größerem Maßstab gezeichneten Teilquerschnitt, -der zeigt, - wie das Auftriebselement in Abschnitte unterteilt ist, die zur Einregulierung ihres- seitlichen V-Winkels gegeneinander verdreht werden können, wenn- die Haupttragflächen aus einer für niedrige Geschwindigkeiten bestimmten Stellung in eine für hohe Geschwindigkeiten bestimmte Stellung (oder umgekehrt) . einreguliert werden; in dieser Figur sind die Abschnitte der Vordertragfläche in ihrer Lage gegenüber der Längsachse für niedrige Geschwindigkeiten gezeigt; Fig. 8 ist ein ähnlicher Querschnitt wie Fig. 7 und zeigt die von den Abschnitten der Vordertragfläche bei hohen Geschwindigkeiten eingenommene Relativlage; Fig. 9 ist ein Teilgrundriß der Fig. 7 und 8; Fig. 10 zeigt (in kleinerem Maßstab) einen ähnlichen Querschnitt wie Fig. 7 und erläutert die Verwendung einer »Doppelblasen«-Rumpfanordnung; Fig. 11 zeigt teilweise eine Einzelheit aus dem Grundriß der Fig. 4, nämlich die Holmanordnung der Haupttragflächen.
  • Wie sich aus den Zeichnungen ergibt, weist das Luftfahrzeug der Erfindung ein entlang seiner Längsachse X-X in zwei Abschnitte geteiltes Auftriebselement auf, wobei jeder der beiden Abschnitte bei C so angelenkt ist, daß sich ein Vorderteil A und ein rückwärtiger Teil B ergeben. Die beiden Vorderteile A sind durch einen Teil D getrennt, der äußerlich einem durch Drehung um die Achse X-X entstandenen Umdrehungskörper entspricht, wobei die erwähnten Vorderteile A zu beiden Seiten tangential in die zu einer Spitze auslaufende Nase des Teiles D einmünden. Die obenerwähnte Vordertragfläche setzt sich aus den Teilen A und dem erwähnten Teil D zusammen; sie bildet im Grundriß eine zusammenhängende Fläche von dreieckähnlicher Form, wobei sich von den Enden der Dreieckgrundlinie die rückwärtigen Teile B als Haupttragflächen erstrecken, die um die Achsen C zwischen einer in den Fig. 1 bis 3 gezeigten ausgespreizten Stellung und einer in den Fig. 4 bis 6 gezeigten zurückgeschwenkten Pfeilstellung geschwenkt werden können.
  • Die ausgespreizte Stellung der Haupttragflächen B, in der das Luftfahrzeug eine große Spannweite und ein großes Seitenverhältnis aufweist, stellt die beste Konfiguration für Flüge bei geringen Unterschallgeschwindigkeiten dar, insbesondere für Starten, Landen und andere bei geringen Geschwindigkeiten durchzuführende Manöver. Wenn die Haupttragflächen B in die in Fig. 4 gezeigte Pfeilstellung zurückgeschwenkt sind, bilden sie zwei rückwärtige Verlängerungen der kombinierten dreieckförmigen Vorderteile A, so daß die Vorderkanten B 1 der Haupttragflächen B im wesentlichen mit den Vorderkanten A 1 der Vorderteile A fluchten, wobei die Gesamtkonfiguration im Grundriß einem gleichschenkligen Dreieck mit einem spitzen Scheitelwinkel entspricht; dabei sind die Haupttragflächen B auf denjenigen Pfeilungswinkel eingestellt, der entsprechend den jeweiligen Geschwindigkeits- und Höhenverhältnissen die größtmögliche Gleitzahl ergibt. Irgendein Zwischengrundriß, der wegen sich ändernder Flugbedingungen zwecks Änderung der Gleitzahl erforderlich werden könnte, kann durch eine entsprechende Änderung der Pfeilstellung herbeigeführt werden.
  • Es ist bekannt, daß ein nur aus einem deieckigen Rumpf bestehendes Flugzeug swohl.der Richtungnach als auch der Längsneigung -nach unstabil ist und daß derartige Flugzeuge bisher nur dadurch praktisch brauchbar gemacht werden konnten, daß man für die Richtungsstabilität eine oder mehrere Flossen anordnete und für die Längsneigungsstabilisierung Klappen und ähnliche Vorrichtungen an der rückwärtigen Kante des Dreiecks schwenkbar anordnete. Derartige Maßnahmen sind- nachteilig, a) weil der kurze Hebelarm, über welchen solche Vorrichtungen ihre Stabilisierungsmomente erzeugen, bedingt, daß sie eine große Oberfläche haben müssen, und b) weil sich gezeigt hat, daß ein solches Flugzeug fast ständig mit in den Luftstrom hineinragenden Längsneigungs-Stabilisierungsteilen geflogen werden muß, so daß die auf Reibung und Auftrieb zurückzuführenden Widerstände wesentlich erhöht werden.
  • Die Hinzufügung von Haupttragflächen zu einer dreieckigen Vordertragfläche nach Art der Erfindung macht es möglich, die Richtungsstabilität durch die Verwendung kleiner widerstandserzeugender Oberflächen zu bewerkstelligen, während sich die Längsneigungs-Eigenstabilität automatisch daraus ergibt, daß sich, das durch den Auftrieb an den Haupttragflächen erzeugte Kippmoment schneller ändert als das durch den Auftrieb an der Vordertragfläche bedingte Kippmoment. Die Erfindung liefert demnach nicht nur die wichtigen Besonderheiten der Richtungs-Eigenstabilität und der Längsneigung-Eigenstabilität, sondern sie verbessert auch die Gleitzahl, da die Hinzufügung der Haupttragflächen den Gesamtauftrieb wesentlich erhöht im Vergleich mit den widerstandserzeugenden Schwanzteilen, die die Gleitzahl der konventionellen und der dreieckförmigen Flugzeuge herabsetzt.
  • Die Verwendung einer dreieckförmigen Vodertragfläche bringt einen zusätzlichen Vorteil von größter Bedeutung mit sich, weil dadurch eine lange Grundlinie zur Verfügung steht, an der die Schwenkzapfen C angeordnet werden können. Es wird dadurch möglich, die Spannweite des Flugzeugs zu erhöhen, und wenn - wie in dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung - die Haupttragflächen ihrer Pfeilung nach einstellbar sind, so kann diese Einstellung durchgeführt werden, ohne daß dadurch die Nachteile auftreten. (wie z. B. Flächenverlust oder gegenseitige Störung der Haupttragflächen), denen man begegnet, wenn die Schwenkzapfen der Haupttragflächen nicht weit genug entfernt angeordnet werden können. Außerdem ist es möglich, bei Überschallgeschwindigkeit eine höhere Gleitzahl als bisher zu erreichen, und zwar deswegen, weil die Haupttragflächen, wenn sie zurückgeschwenkt sind, zusammen mit der Vordertragfläche im Grundriß insgesamt eine Dreiecktragfläche ergeben, aus der ein -einem gleichschenkligen Dreieck entsprechender, mit seiner Basis auf der rückwärtigen Kante liegender Bereich herausgeschnitten ist.
  • Wie sich aus den Draufsichten Fig. 1, 4 und 11 ergibt, wird vorgeschlagen, jede Haupttragfläche auf einem Hauptholm B2 aufzubauen, der die Achse des Zapfens C schneidet und dessen Stummel außerordentlich lang sein kann, z. B. wenigstens die Hälfte des Abstandes zwischen den Zapfen C-C betragen kann.
  • Die Schwenkbewegungen der Haupttragflächen B können mit Hilfe von Verstellgliedern E durchgeführt werden, deren Zylinder an festen Zapfen A 2 an den Vorderteilen A und deren Kolbenstangen an den Haupttragflächen an gegenüber den Achsen C versetzten Punkten B4 befestigt sind; die Verstellglieder werden auseinandergefahren, um die Haupttragflächen nach vorn in ihre für niedrige Geschwindigkeiten bestimmte Stellung (und umgekehrt) zu versch@wenken:.
  • Die Achsen der Schwenkzapfen C sind gegenüber der XOY-Ebene des Luftfahrzeugs leicht geneigt, so daß ein kleiner Längs-V-Winkel (der den Zeichnungen nicht zu entnehmen ist) zwischen dem Teil A und dem Teil B eines jeden Abschnitts des Auftriebselements in allen Pfeilstellungen gebildet wird. Es ist bekannt, daß die Auftriebskraft auf. einen Körper mit dreieckigem Grundriß sich mit dem Anstellwinkel langsamer ändert als bei Tragflächen mit großer Spannweite: Um dem Rechnung zu tragen, ist die Richtung, in welcher die Achsen C geneigt sind, so gewählt, daß die Vordertragfläche AA des- Luftfahrzeugs einen etwas größeren Anstellwinkel hat als die Haupttragflächen BB, und zwar bei allen in Frage kommenden Pfeilungss.tellungen. Es wird so das durch die von der Vordertragfläche AA erzeugte Auftriebskraft bedingte Kippmoment ausgeglichen durch das Kippmoment, das von den an den Haupttragflächen angreifenden Auftriebskräften erzeugt wird. Durch diese Anordnung wird auch die Längsneigungsstabilität bei allen Fluggeschwindigkeiten sichergestellt.
  • Für die Gierstabilisierung ist jede Haupttragfläche B an ihrer Spitze mit einer Flosse F versehen, die um eine senkrechte Achse gedreht werden kann und durch ein Gestänge G mit einem Punkt A 3 an dem zugehörigen Vorderteil A verbunden ist; das erwähnte Gestänge ist so angeordnet, daß, wenn die Haupttragflächen B genügend weit zurückgeschwenkt sind, die erwähnten Flossen F parallel zur ZOX-Ebene des Luftfahrzeugs liegen (Fig. 4 und 5), daß jedoch während der Vorwärtsbewegung der Haupttragflächen B in die ausgespreizte Lage die Flossen F mehr und mehr nach innen geklappt werden. Dies bedeutet, daß deren Vorderkanten automatisch nach innen gegen die vertikale Symmetrieebene des Luftfahrzeugs bewegt werden (Fig. 1 und 2). Wenn die Flossen F auf diese Weise nach innen geklappt sind, erzeugen sie beim Gieren unterschiedliche Widerstandskräfte, durch welche die Richtungsstabilität aufrechterhalten bleibt, da ein Giermoment den Widerstand an derjenigen Flosse, die sich an dem sich nach vorn bewegenden Haupttragflächenende befindet, erhöht und den Widerstand an dem sich nach rückwärts bewegenden Haupttragflächenende vermindert. Wenn die Haupttragflächen nur teilweise zurückgeschwenkt sind, können die Flossen F zwischen der in den Fi,g. 1 und 2 gezeigten, nach innen geklappten Stellung und der in den Fig. 4 und 5 gezeigten Streckstellung einreguliert werden. In Rückschwenkstellungen, nach Art der in den Fig. 4 und 5 gezeigten, wird die Richtungsstabilität in üblicher Weise durch Seitenkräfte erzielt, die ein gutes Stück hinter dem Schwerpunkt angreifen. In allen Stellungen .der Haupttragflächen B kann die automatische Einstellung der Flossen F durch den Piloten oder durch den-automatischen Piloten übersteuert werden, so daß die Flossen F als Steuerruder wirken. Es k önnen z. B. in jedem Gestänge G bei G1 Anordnungen vorgesehen sein, durch welche die wirksame Länge dieser Gestänge vom Piloten verändert wird zu dem Zweck, das Luftfahrzeug zu steuern. Die Anordnung von Endflossen für die Giersteuerung bringt den wesentlichen Vorteil mit sich, daß die Leistung durch Erhöhung der Gleitzahl in dem Bereich der Haüpttragflächenspitzen erhöht wird.
  • Jede Haupttragfläche B ist über ihre ganze Länge an der rückwärtigen Kante mit einer Klappe H versehen, die mit einer geeigneten Einstellvorrichtung bekannter Art verbunden ist. Diese Klappen H können für die Längsneigungssteuerung als Höhenruder benutzt werden,. wenn sie beide in der gleichen Richtung, d. h. also beide nach oben. oder beide nach unten bewegt werden; wenn die beiden Klappen entgegengesetzt, d. h. also die eine nach oben und die andere nach unten, bewegt werden, können sie für die Rollsteuerung als Querruder benutzt werden.
  • Die einander widersprechenden Bedingungen für die Sicherstellung der Seitenstabilität, wie sie bei Flugzeugen mit ausgespreizt angeordneten Tragflächen einerseits und bei Flugzeugen mit zurückgepfeilten Tragflächen andererseits beobachtet werden, können bei dem vorliegenden Luftfahrzeug dadurch berücksichtigt werden, daß Mittel vorgesehen sind, mit deren Hilfe eine kleine seitliche V-Stellung der ausgespreizten Haupttragflächen (wobei die Spitzen der Haupttragfläche höher liegen als die Wurzeln) zu einer umgekehrten V-Stellung der zurückgeschwenkten Haupttragflächen abgeändert werden. Bei dem dargestellten- Ausführungsbeispiel sind die beiden Abschnitte des Auftriebselements (von denen jeder die Teile A und B umfaßt) relativ zueinander um die Längsachse des Luftfahrzeugs schwenkbar, und die erforderliche Einstellung des V-Winkels wird während des Fluges gleichzeitig mit der Rückstellbewegung der Haupttragflächen B aus der für kleine Geschwindigkeiten bestimmten Stellung in eine für große Geschwindigkeiten bestimmte Stellung vorgenommen und umgekehrt. Zu diesem Zweck weist das Teil D an zwei auf seiner Längsachse im Abstand voneinander liegenden Punkten zwei Rundspante T auf, zwischen denen ein Querbalken K angeordnet ist, dessen Enden sich in die Teile A erstrecken, wie in den Fig. 7 bis 9 gezeigt. Jedes Teil A weist zwei parallel zueinander verlaufende Rippen L auf, die jeweils vor und hinter dem Balken K liegen und mit Lagerverbindungen L 1 versehen sind, während ein Drehzapfen M in der Mitte des Balkens K in Richtung der Längsachse verläuft. Das äußere Ende jedes Arms des Balkens K ist gegabelt und für die Aufnahme von Zapfen N an einer Mutter P geschlitzt; die Mutter P ist auf einer Leitspindel Q angeordnet, die drehbar zwischen Lagern R im Teil A gelagert ist. Ein an der erwähnten Spindel Q befestigtes Stirnrad S kämmt mit einem Ritzel T, das von einem. Motor U angetrieben werden kann, und die Anordnung ist so getroffen, daß - während das Teil D in den Teilen A und B von den erwähnten Rippen L gehalten wird - die Teile A gegenüber dem Teil D und gegeneinander so gedreht werden können, daß der seitliche V-Winkel durch wahlweise Betätigung des Motors U verändert werden kann. Wie sich aus der Zeichnung ergibt, bewirkt eine Betätigung der Motoren U derart, daß die Muttern P auf den Leitspindeln Q sich nach oben bewegen, ein Absenken der Teile A in die umgekehrte V-Stellung, die der Pfeilstellung zugeordnet ist. Da die Außenumkleidung des Teils D konzentrisch zur Achse des Drehzapfens M ist, bilden die Kanten des Oberflächenbelags der Teile A bei D 1 ständig einen dichten Abschluß mit den Seiten der Außenumkleidung, und zwar unabhängig von der Größe des V-Winkels.
  • Es können (in den Zeichnungen nicht dargestellte) Vorrichtungen für die Einstellung der Flossen F um parallel zur Längsachse des Luftfahrzeugs verlaufende Achsen vorgesehen sein, so daß bei nach hinten gepfeilten Haupttragflächen diese Flossen parallel zur vertikalen Symmetrieebene des Flugzeugs gehalten werden, und zwar bei allen vorkommenden Werten des seitlichen V-Winkels, den die beiden Teile des Auftriebselements miteinander bilden.
  • Die in Fig. 10 dargestellte -abgeänderte Ausführungsform benutzt ein Teil D .der »Doppelblasen-Bauart«, in dem zwei Zellen DA.und DB nebeneinander angeordnet sind; das Teil D kann natürlich auch mehr als zwei solcher Zellen aufweisen. In vorliegendem Fall sind die Rippen L der Vorderteile A des Auftriebselements um Zapfen MA, MB drehbar, die in dem Querbalken gehaltert sind und in Richtung der jeweiligen Längsachsen der erwähnten Zellen DA und DB verlaufen.
  • Beim Starten und Landen des Luftfahrzeugs werden die Haupttragflächen B nach außen bewegt bis sie die in den Fig. 1 bis 3 gezeigte Stellung erreicht haben, in der sie sich im wesentlichen normal zur Flugrichtung erstrecken und dem Fluzeug ein großes Seitenverhältnis sowie die Fähigkeit geben, mit geringer Geschwindigkeit ohne einen allzu großen Anstellwinkel zu fliegen. Bei Pfeilstellungen wie in den Fig. 4 bis 6 können die Vorderkanten B 1 der Haupttragflächen eine Lage gegenüber der Druckwelle einnehmen, die die besten Bedingungen für den Flug bei Überschallgeschwindigkeiten zu erreichen gestattet.
  • Die einzelnen Funktionen für die Einstellung der Pfeilung der Haupttragflächen B und für die Änderung des seitlichen V-Winkels der vorderen Teile A werden mit Hilfe von Mechanismen ausgeführt, die vom Piloten bedient werden, und zwar so, wie es im vorstehenden beschrieben wurde. Diese Steuerbewegungen können aber andererseits auch von Mechanismen durchgeführt werden, die automatisch auf Änderungen der Geschwindigkeit ansprechen.

Claims (2)

  1. PATENTANSPRÜCHE: 1. Flugzeug, mit Tragflächen, die an der Wurzel um zur Hochachse des Flugzeugs parallele Achsen zwischen einer Querstellung mit großer Spannweite und einer starken Pfeilstellung mit geringer Spannweite beliebig verschwenkbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß diese Tragflächen (B) von, der Hinterkante einer festen Tragfläche (A) mit dreieckigem Grundriß und vornliegender Spitze ausgehen. 2. Flugzeug- nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, d:aß der gemeinsame Grundriß der Vordertragfläche und der Haupttragflächen dem Umriß einer Dreiecktragfläche entspricht, aus dem der Bereich eines gleichseitigen, mit seiner Basis auf der rückwärtigen Kante des Dreiecks liegenden Dreiecks entfernt worden ist. 3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in der zurückgeschwenkten Stellung für Überschallgeschwindigkeit die Vorderkanten der Haupttragflächen im wesentlichen mit den entsprechenden Vorderkanten der Vorderfläche fluchten: 4. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Haupttragflächen an die Vordertragfläche um Achsen. angelenkt sind, die so angeordnet sind, daß bei allen Pfeilungsgraden die Vordertr=agfläche einen- etwas größeren 4nstell.winkel hat als die erwähnten Haupttragflächen. 5. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche,- dadurch gekennzeichnet, daß die Vordertragfläche Steuerbord- und Backbordabschnitte aufweist, die gegeneinander um die Flugzeuglängsachse oder um zu. dieser Achse parallele und symmetrisch zu ihren beiden Seiten angeordnete Achsen gedreht werden können, wobei eine Vorrichtung für die Einstellung des seitlichen V-Winkels zwischen den, erwähnten Abschnitten für verschiedene Pfeilungswinkel der Haupttragflächen vorgesehen ist. 6. Flugzeug nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch ein Teil, das einem aus Drehung, um die Längsachse des Flugzeugs entstandenen Umdrehungskörper entspricht,- wobei dieses Teil eine zugespitzte Nase aufweist, in die von beiden Seiten die Abschnitte der Vordertragfläche so einmünden, daß der Dreieckgrundriß gewahrt bleibt, und wobei die Abschnitte der Vordertragfläche zwecks Änderung des seitlichen V-Winkels um die erwähnte Längsachse drehbar sind.
  2. 2. Flugzeug nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch ein Teil, das aus mindestens zwei in Doppelgehäuseanordnung nebeneinanderliegenden und mit ihren Achsen parallel zur Flugzeuglängsachse verlaufenden Zellen. besteht, die von einer gemeinsamen- Hülle umschlossen sind, welche eine zugespitzte Nase aufweist, in welche zu beiden Seiten die Abschnitte der vorderen Tragfläche derart einmünden, daß der Dreieckgrundriß bestehenbleibt, ferner dadurch gekennzeichnet, daß die Abschnitte der- vorderen Tragfläche zwecks Änderung des seitlichen V-Winkels jeweils um die Längsachse der äußeren Zellen drehbar sind. B. Flugzeug nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß in der vorderen. Tragfläche an im Abstand voneinander auf der Längsachse liegenden Punkten Querbalken befestigt sind, von denen jeder einen. Drehzapfen aufweist, daß ferner jeder Abschnitt der vorderen Tragfläche mit allen diesen Drehzapfen verbunden ist und daß in jedem dieser Abschnitte an den Enden der Balken angebrachte Vorrichtungen. vorgesehen sind, mit deren Hilfe. der Abschnitt derart um die Zapfenachse- gedreht werden. kann, daß- der seitliche V -Winkel dieses Abschnitts geändert wird. 9. Flugzeug nach. einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Richtungsstabilität mit Hilfe ruderartiger Flossen erzielt wird. die um senkrechte Achsen drehbar außen an den. I-Iaupttragflächen angebracht sind, ferner gekennzeichnet durch. eine Vorrichtung für die automatische Einstellung dieser Flossen derart, daß in für geringe Geschwindigkeiten bestimmten Stellungen, der Haupttragflächen die Flossen nach: ihnen- geklappt sind, bei für hohe Geschwindigkeiten bestimmten Stellungen der Haupttragflächen die Flossen hingegen im wesentlichen parallel zur ZOX-Ebene des Flugzeugs verlaufen. 10. Flugzeug nach Anspruch 9, dadurch. gekennzeichnet, daß die Ruderflossen um parallel zur OX-Achse-des Flugzeugs verlaufende Achsen einstellbar sind und, daß eine Vorrichtung vorgesehen ist, welche die Einstellung automatisch, derart vornimmt, daß die erwähnten Flossen unabhängig von Änderungen des seitlichen V-Winkels stets senkrecht stehen. 11.. Flugzeug nach einem der Ansprüche-9 und 10, dadurch gekennzeichnet,- daß. die Richtungssteuerung durch sich. überlagernde Steuerung mittels vom. Piloten betätigter Einstellvorrichtungen vorgenommen wird, wobei die Flossen als Ruder wirken. In Betracht gezogene-Druckschriften: Britische- Patentschrift Nr. 672 959.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1918502A1 (de) * 1968-04-19 1969-12-04 Dassault Avions Vorrichtung zum Befestigen aeusserer Lasten an den Tragfluegeln eines Flugzeugs von aenderbarer Gestalt

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB672959A (en) * 1949-09-16 1952-05-28 Blackburn & Gen Aircraft Ltd Improvements in aircraft

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