DE1147850B

DE1147850B - Aircraft wing with low aspect ratio

Info

Publication number: DE1147850B
Application number: DEU4570A
Authority: DE
Inventors: Serge S Gagarin
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1956-05-31
Filing date: 1957-05-29
Publication date: 1963-04-25

Description

Flugzeugtragflügel mit niedrigem Seitenverhältnis Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge, insbesondere Deltaflugzeuge, mit Mitteln zur Erhöhung des Auftriebes.Low Aspect Aircraft Wing The invention relates to on aircraft, especially delta aircraft, with means to increase lift.

Flugzeugtragflügel von niedrigem Seitenverhältnis, vorzugsweise Deltaflügel, mit einer aus der Flügelnase nach vorn ausfahrbaren Störklappe sind bereits bekannt.Low aspect ratio aircraft wings, preferably delta wings, with a spoiler that can be extended forward from the wing nose are already known.

Zur Erhöhung des Auftriebes bei solchen Tragflügeln wird erfindungsgemäß vorgeschlagen, ein Strömungsmittel als flachen Strahl unterhalb der Störklappe oder aus der Vorderkante der Störklappe nach vorn auszustoßen, so daß es infolge der Vorwärtsbewegung des Flugzeuges seinen Weg nach rückwärts über die obere Fläche der Störklappe nimmt, um durch Wirbelbildung bei kleinen Anstellwinkeln einen hohen Auftrieb zu erzeugen.In order to increase the lift in such airfoils, according to the invention proposed a fluid as a flat jet below the spoiler or eject from the leading edge of the spoiler forward, so that it is due to the Forward movement of the aircraft makes its way backwards over the upper surface the spoiler takes to a high level through vortex formation at small angles of attack To generate buoyancy.

Hierdurch wird vor allem die wirksame Tragfläche vergrößert. Als Folge davon vergrößern sich auch die Randwirbel, was bei Deltaflügeln den Vorteil hat, daß große Anstellwinkel ohne Abreißen der Strömung möglich sind.Above all, this increases the effective wing area. As a result of this, the tip vortices also increase, which has the advantage of delta wings that large angles of attack are possible without breaking the flow.

Nachfolgend wird die Erfindung in Verbindung mit Zeichnungen an einigen Beispielen näher beschrieben. Es zeigt Fig.1 eine Seitenansicht eines Flugzeuges mit Deltaflügel sowie mit einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Erhöhung des Auftriebes, wobei das Flugzeug in Landestellung wiedergegeben ist, Fig. 2 eine Aufsicht des Flugzeuges nach Fig. 1, welche die Störklappen an der Vorderkante der Flügel sowie Kanäle zeigt, die die Gasturbinenkraftanlage mit den Störklappen sowie mit den Steuerflächen an den Hinterkanten verbindet, wobei zu dem eingezeichneten einzigen Triebwerk zwei senkrechte Flossen gehören, die eingezogen werden können, wie es durch die gestrichelten Linien in der Fig. 1 angedeutet ist, Fig.3 eine Aufsicht des Flugzeuges nach Fig. 1, welche eine abgeänderte Anordnung zeigt, die durch eine Zwillingsturbinenanlage gekennzeichnet ist, die mit den Störklappen an den Vorderkanten sowie mit den Steuerflächen an den Hinterkanten über Kreuz gekuppelt ist, Fig. 4 eine perspektivische Ansicht des Flugzeuges nach Fig. 1, welche die durch die erfindungsgemäßen Störklappen erzeugte Luftströmung zeigt, Fig.5 einen schematischen Grundriß eines Flugzeugflügels mit niedrigem Seitenverhältnis bei einem Anstellwinkel von etwa 15 bis 20°, welcher die zu jedem Winkel gehörigen normalen Spitzenwirbel zeigt, Fig.6 einen schematischen Grundriß eines ähnlichen Flügels, welcher die Wirbel zeigt, die bei einem Anstellwinkel von etwa 40° erzeugt werden, Fig.7 einen schematischen Grundriß eines ähnlichen Flügels, welcher die Wirbel zeigt, die durch die erfindungsgemäße Einrichtung bei einem Landewinkel von etwa 15 bis 20° erzeugt werden, zusammen mit denen, welche normalerweise durch den Flügel allein bei jenem Winkel erzeugt werden, Fig. 8 einen Schnitt der Flügelvorderkante bei eingezogener Störklappe, Fig. 9 einen Schnitt der Flügelvorderkante bei ausgefahrener Störklappe, Fig. 10 einen Schnitt einer anderen Ausführungsform bei ausgefahrener Störleiste, Fig. 11 einen Schnitt einer weiteren Ausführungsform, ebenfalls bei ausgefahrener Störleiste, Fig. 12 ein Kurvenblatt mit den Kurven für den Auftrieb, den Widerstand und das Kippmoment eines schwanzlosen Flugzeuges mit einem Deltaflügel, dessen Seitenverhältnis sich auf ungefähr 1,3 beläuft, mit und ohne die erfindungsgemäße Einrichtung, welche die Zunahme des Auftriebsbeiwertes und der Auftriebsneigung infolge der erfindungsgemäßen Einrichtung zeigt, wenn das Flugzeug für einen Anstellwinkel von 20° getrimmt ist, Fig. 13 eine schematische Ansicht einer kombinierten Steuerung für Fahrwerk und Störklappen, Fig. 14 eine schematische Ansicht einer hydraulischen Steuervorrichtung. Die Fig. 1 bis 3 zeigen ein Flugzeug mit einem Tragflügel, dessen Seitenverhältnis niedrig ist. Es handelt sich hier um ein Flugzeug hoher Geschwindigkeit mit dem Rumpf eines Einsitzer-Jagdflugzeuges.In the following the invention in connection with drawings at some Examples described in more detail. 1 shows a side view of an aircraft with delta wing as well as with a device according to the invention for increasing the lift, wherein the aircraft is shown in the landing position, Fig. 2 is a plan view of the Airplane according to Fig. 1, which the spoilers on the leading edge of the wing as well Shows channels that the gas turbine power plant with the spoilers as well as with the control surfaces connects at the trailing edges, with two to the single engine shown include vertical fins that can be retracted as indicated by the dashed lines Lines in Fig. 1 is indicated, Fig. 3 is a plan view of the aircraft according to Fig. 1 showing a modified arrangement implemented by a twin turbine plant is marked with the spoilers on the leading edges as well as with the control surfaces is coupled crosswise at the rear edges, Fig. 4 is a perspective view of the aircraft according to FIG. 1, which is generated by the spoilers according to the invention Air flow shows, Figure 5 shows a schematic plan view of an aircraft wing low aspect ratio at an angle of attack of about 15 to 20 °, which shows the normal apical vertebrae belonging to each angle, FIG. 6 a schematic one A plan view of a similar wing showing the vertebrae formed at an angle of attack of about 40 °, Figure 7 is a schematic plan view of a similar one Wing, which shows the vertebrae created by the device according to the invention a landing angle of about 15 to 20 ° can be generated, along with those which normally created by the wing alone at that angle, Fig. 8 a Section of the wing leading edge with the spoiler retracted, FIG. 9 a section the leading edge of the wing with the spoiler extended, FIG. 10 shows a section of a Another embodiment with extended spoiler, FIG. 11 is a section of a Another embodiment, also with the spoiler extended, FIG. 12 shows a curve sheet with the curves for the buoyancy, drag and overturning moment of a tailless Airplane with a delta wing, the aspect ratio of which is approximately 1.3 amounts, with and without the device according to the invention, which increases the lift coefficient and shows the tendency to lift as a result of the device according to the invention when the The aircraft is trimmed for an angle of attack of 20 °, FIG. 13 is a schematic View of a combined control for landing gear and spoilers, FIG. 14 a schematic view of a hydraulic control device. the 1 to 3 show an aircraft with a wing, the aspect ratio of which is low is. This is a high speed airplane with the fuselage of a Single-seat fighter plane.

Das Flugzeug nach Fig. 1 bis 3 weist einen Rumpf 10, ein Bugfahrwerk 12 sowie ein Hauptfahrwerk 14 auf. Beide Fahrwerke sind beim normalen Flug einziehbar. Die Flossen 16, welche längs der Seiten des Rumpfes einziehbar sind, sorgen für eine größere Bodenfreiheit beim Landen. Zu dem Haupttragflügel 22 gehören noch die senkrechte Flosse 18 sowie das Seitenruder 20 (der besseren Übersicht wegen ist die senkrechte Flosse 18 in den Fig. 2 und 3 nicht dargestellt). Der Haupttragflügel 22 besitzt Steuerflächen 24, die als kombinierte Höhen- und Querruder wirken. Der Rumpf 10 enthält in seinem vorderen Teil eine Kabine bzw. einen Führerraum 26 und in seinem hinteren Teil ein oder mehrere Strahltriebwerke bzw. Gasturbinen-Strahltriebwerke 28.The aircraft according to FIGS. 1 to 3 has a fuselage 10, a nose landing gear 12 and a main landing gear 14. Both landing gears can be retracted during normal flight. The fins 16, which are retractable along the sides of the trunk, provide greater ground clearance when landing. The main wing 22 also includes the vertical fin 18 and the rudder 20 (because of the better overview the vertical fin 18 is not shown in FIGS. 2 and 3). The main wing 22 has control surfaces 24 which act as combined elevator and ailerons. Of the Fuselage 10 contains in its front part a cabin or a driver's cab 26 and in its rear part one or more jet engines or gas turbine jet engines 28.

Die einziehbare Störklappe, aus der ein Strömungsmittelstrahl austritt, ragt in ihrer Betriebslage über eine Vorderkante des Flügels 22 hinaus. Der schematisch dargestellte Kanal 32 zapft den Kompressorteil der Gasturbine 28 an und leitet den Strahl des Strömungsmittels zu einem Kanal 33 in dem Flügel neben jeder der Störklappen. Es können je nach Bedarf Leitflügel verwendet werden, um die Verteilung der Strömung aus dem Kanal 32 in den Kanal 33 zu verbessern. Es wäre hier noch zu bemerken, daß die Kanäle 32 auch an die Verbrennungsseite der Gasturbine angeschlossen werden können, vorausgesetzt, daß man dafür sorgt, daß die Korrosion der Vorderkantenflächen und des Werkstoffes der Kanäle vermieden wird. Natürlich kann man auch andere geeignete Vorrichtungen verwenden, um ein Strömungsmittel unter Druck zu fördern. In Fig. 3, in welcher mehrere Triebwerke dargestellt sind, sind die Kanäle 32, welche das Strömungsmittel den Störklappen zuführen, miteinander verbunden, so daß jede Gasturbine in gleicher Weise sowohl die rechte als auch die linke Vorderkanten-Störklappe mit dem Strömungsmittel beliefern kann.The retractable spoiler, from which a jet of fluid emerges, protrudes beyond a leading edge of the wing 22 in its operating position. The schematically illustrated duct 32 taps the compressor portion of the gas turbine 28 and directs the jet of fluid to a duct 33 in the wing next to each of the spoilers. Guide vanes can be used as needed to improve the distribution of the flow from channel 32 into channel 33. It should be noted here that the ducts 32 can also be connected to the combustion side of the gas turbine, provided that care is taken to avoid corrosion of the leading edge surfaces and the material of the ducts. Of course, other suitable devices can also be used to convey a fluid under pressure. In Fig. 3, which shows a plurality of engines, the ducts 32 which supply fluid to the spoilers are interconnected so that each gas turbine can equally supply fluid to both the right and left leading edge spoilers.

Jede der Steuerflächen 24 ist über einen Kanal 34 mit dem Yraftabgabeteil36 der Gasturbine verbunden; es könnte jedoch auch die Anzapfung an dem Kompressorabschnitt 38 an die Steuerflächen 24 angeschlossen werden. Die Kanäle 34 lassen Luft oder Gas unter hohem Druck über die Steuerflächen in üblicher Weise streichen, wobei das Gas oder die Druckluft an der Ober- oder der Unterseite der Steuerfläche ausblasen wird. Um derselben nach Wunsch eine größere Wirksamkeit zu verleihen, kann die Strömung durch die Ventilvorrichtung 49 geregelt werden. Dieses Kennzeichen verbessert in Verbindung mit der Strahlstörklappe den Auftriebsbeiwert, welcher an sich auch durch die Strahlstörklappe allein erhöht werden kann.Each of the control surfaces 24 is connected to the Yraft output part 36 via a channel 34 connected to the gas turbine; however, it could also be the tap on the compressor section 38 can be connected to the control surfaces 24. The channels 34 let air or Stroke gas under high pressure over the control surfaces in the usual way, with blow out the gas or compressed air from the top or bottom of the control surface will. In order to make it more effective as desired, the flow can be regulated by the valve device 49. This indicator improves in Connection with the jet damper the lift coefficient, which in itself also by the jet damper alone can be increased.

Die Druckluft bzw. die Verbrennungsgase können unter normalen Flugverhältnissen entweder den Vorderkanten- oder den Hinterkantendüsen zugeleitet werden, ganz nach Wunsch des Flugzeugführers, so z. B. bei einem Flugmanöver, bei dem möglicherweise ein Überziehen des Flugzeuges erwartet werden könnte, vor allem aber beim Anflug und bei Lande- E manövern. Bei der Landung ist nicht der volle Schub der Gasturbinen für den Vortrieb erforderlich, und das Abzapfen von Teilen dieser Kraftgase zu der Vorderkanten-Störklappe der Tragfläche verbessert die Auftriebsfähigkeit derselben ganz erheblich.Bei Windkanalversuchen wurde festgestellt, daß diese Verbesserung bedeutender ist als diejenige der Tragfläche allein im getrimmten Zustande. Der aerodynamische Effekt wird noch unter Bezugnahme auf die Fig. 12 beschrieben. Es ist weiterhin möglich, daß durch die Einführung eines Teils der Kraft des Strahltriebwerks in die Auftriebsvorrichtung der Vorderkante während des Abfluges die Anlaufstrekken für den Abflug sowie die Endgeschwindigkeit der Flugzeugschleudern auf den Flugzeugträger verkürzt bzw. herabgesetzt werden können. Durch die Möglichkeit, die Ventile 48 einstellen zu können, hat es der Flugzeugführer weiterhin in der Hand, den Auftrieb des Flügels für irgendeinen gegebenen Anstellwinkel zu regeln. Beispielsweise kann der Flugzeugführer bei einem Landemanöver das Fahrwerk und die Störklappen bereits beim Anflug ausfahren, die Ventile 48 aber erst in der letzten Phase des Anfluges öffnen. Bei der Berührung des Bodens können die Ventile 48 geschlossen werden, um den Auftrieb auf den Flügel herabzusetzen. Der volle Triebwerksstrahl kann dann in ein Schubumkehrsystem abgelenkt i werden, um das Flugzeug am Boden abzubremsen. Natürlich erreicht man durch das teilweise Öffnen der Ventile 48 wie auch durch das teilweise Ausfahren der Störklappen dazwischenliegende Ergebnisse. Diese Wirkung wird durch den Winkel in der Lage der Störklappe 42 nach den Fig. 8 und 9 sowie durch das Ausmaß des Ausfahrens der Störklappe 52 bzw. 62 in den Fig. 10 bzw. 11 geregelt.The compressed air or the combustion gases can under normal flight conditions either the leading edge or the trailing edge nozzles, according to Request of the pilot, so z. B. in a flight maneuver in which possibly the aircraft could be expected to stall, especially on approach and during landing maneuvers. When landing, the gas turbines do not have full thrust required for propulsion, and the tapping of parts of these power gases to the The wing's leading edge spoiler improves its buoyancy quite considerable. In wind tunnel tests it was found that this improvement is more important than that of the wing alone in the trimmed state. Of the aerodynamic effect will be described with reference to FIG. It is still possible that by introducing part of the power of the jet engine in the buoyancy device of the leading edge during take-off, the inrun routes for take-off and the final speed of the aircraft spin on the aircraft carrier can be shortened or reduced. By being able to use the valves 48 To be able to adjust, the pilot still has the lift in his hand of the wing for any given angle of attack. For example, can the pilot already removes the landing gear and the spoilers during a landing maneuver extend during the approach, but the valves 48 only in the last phase of the approach to open. When touching the ground, the valves 48 can be closed to reduce the lift on the wing. The full jet of the engine can then be diverted into a thrust reverser system in order to decelerate the aircraft on the ground. Of course, by partially opening the valves 48, as well as through the partial deployment of the spoilers intermediate results. This effect is by the angle in the position of the spoiler 42 according to FIGS. 8 and 9 as well by the extent of the extension of the spoiler 52 and 62 in FIGS. 10 and 11, respectively regulated.

Die Fig. 8 zeigt eine Ausführungsform der Erfindung, wie sie bei bereits vorhandenen oder auch neuen Flugzeugen angebracht werden könnte. Die Störklappe 42 bildet in ihrer eingezogenen Lage einen Teil der Vorderkante des Flügels 22. Der Kanal 33 ist innerhalb des Flügels längs der Störklappe angeordnet und besitzt in der Längsrichtung einen schmalen Schlitz 40, der sich nach vorn zu öffnet. Dieser Schlitz 40 wird durch die Störklappe 42, wenn dieselbe eingezogen ist, abgedeckt. Die Störklappe 42 ist an einer Achse 44 angelenkt, so daß diese in die in Fig. 9 dargestellte ausgefahrene Lage geschwenkt werden kann. Dabei erfolgt die Schwenkung durch eine elektrische Betätigungsvorrichtung 46, welche durch den Flugzeugführer gesteuert und - falls gewünscht - an die Ausfahrvorrichtung für das Fahrwerk angeschlossen werden kann, wie es schematisch in der Fig.13 dargestellt ist. Wenn auch hier eine elektrische Betätigungsvorrichtung dargestellt ist, so ist es doch klar, daß man auch andere Bauarten verwenden kann. Sobald die Störklappe ausgefahren ist, wie es Fig. 9 zeigt, werden die Ventile 48 (s. Fig. 2 und 3), falls es gewünscht wird, geöffnet, um den Durchtritt von Luft unter hohem Druck durch die Kanäle 32 zu den Kanälen 33 zu gestatten, aus welch letzteren sie nach vorn unter die Störklappen 42 ausgeblasen wird.FIG. 8 shows an embodiment of the invention as it could be applied to existing or new aircraft. In its retracted position, the spoiler 42 forms part of the leading edge of the wing 22. The channel 33 is arranged within the wing along the spoiler and has a narrow slot 40 in the longitudinal direction which opens towards the front. This slot 40 is covered by the spoiler 42 when the same is retracted. The spoiler 42 is hinged to an axis 44 so that it can be pivoted into the extended position shown in FIG. The pivoting is carried out by an electrical actuation device 46 which is controlled by the pilot and - if desired - can be connected to the extension device for the landing gear, as is shown schematically in FIG. Although an electrical actuator is shown here, it is clear that other types can be used. Once the spoiler is extended, as shown in FIG. 9, the valves 48 (see FIGS. 2 and 3) are opened, if desired, to permit the passage of air under high pressure through the channels 32 to the channels 33 to allow which latter it is blown forward under the spoilers 42.

Fig. 10 zeigt eine Störklappe 52, die direkt aus der Vorderkante des Flügels ausgefahren wird. Die Störklappe ist dabei so gebaut, daß sie in dem vorderen Teil des Flügels 22 gleiten kann. Diese Gleitbewegung wird ermöglicht durch die oberhalb und unterhalb der Störklappe innerhalb der Vorderkante des Flügels in bestimmten Längenabständen voneinander eingebauten Rollenvorrichtungen 58, welche außerdem eine senkrechte Bewegung der Störklappe verhindern. Wenn auch hier nur eine spezifische Vorrichtung dargestellt worden ist, so sind doch andere gleichwertige Vorrichtungen ebenso zufriedenstellend. Für die Betätigung jeder Störklappe 52 sind hydraulische Vorrichtungen 54 vorgesehen. Jede derselben besteht aus einem Zylinder sowie einem Kolben 53 nebst einer daraus hervorragenden Kolbenstange 55. Eine übliche Abdichtung verhindert das Entweichen der Betriebsflüssigkeit zwischen Kolbenstange und Zylinder. Jede der Kolbenstangen 55 ist mit ihrem freien Ende an den hinteren Teil der Störklappe 52 angeschlossen. Das hintere Ende jedes der Zylinder ist an einem Lagerbock angebracht; diese Lagerböcke sind innerhalb des Flügels befestigt.Fig. 10 shows a spoiler 52 which emerges directly from the leading edge of the Wing is extended. The spoiler is built so that it is in the front Part of the wing 22 can slide. This sliding movement is made possible by the above and below the spoiler within the leading edge of the wing in certain Length distances from one another built-in roller devices 58, which also prevent vertical movement of the spoiler. Even if here only one specific device has been shown, others are equivalent Devices are also satisfactory. For the actuation of each spoiler 52 are hydraulic devices 54 are provided. Each of these consists of a cylinder and a piston 53 together with a piston rod 55 protruding therefrom. A common one Sealing prevents the operating fluid from escaping between the piston rod and cylinder. Each of the piston rods 55 is with its free end to the rear Part of the spoiler 52 connected. The rear end of each of the cylinders is on attached to a bearing block; these bearing blocks are attached inside the wing.

In Fig. 10 ist die Störklappe in ihrer ausgefahrenen Lage dargestellt. Ein hier nicht dargestelltes hydraulisches Steuerventil verbindet das rechte Ende der Kolben 53 der Steuergeräte 54 über eine Rohrleitung 57 mit einer Betriebsflüssigkeit, um die Störklappe in ihre Betriebslage auszufahren. Sobald diese Störklappe ausgefahren ist, werden die Ventile 48 (s. Fig. 2 und 3), falls es gewünscht wird, geöffnet, um den Durchtritt von Luft unter hohem Druck durch den Kanal 32 zu dem Kanal 33 zu gestatten, aus welchem sie nach vorn unter die Störklappe 52 ausgeblasen wird. Die letztere kann in Zwischenlagen, ja sogar ganz in die Vorderkante eingezogen werden, um die Vorderkantenabrundung oder einen Teil derselben zu bilden. Um nur die Störklappe 52 einzuziehen, verbindet das hydraulische Steuerventil das linke Ende der Kolben 53 (wie aus Fig. 10 ersichtlich) über die Rohrleitungen 59 mit der Betriebsflüssigkeit. Der Kanal 33 bleibt dann unter allen Flugverhältnissen eher geöffnet als abgedeckt, wie letzteres in Fig. 8 dargestellt ist. Man kann auch eine besondere Schließvorrichtung vorsehen, falls man dies für notwendig hält. Es wird hier jedoch vorausgeschickt, daß ein gewisses Abblasen über die Vorderkante von der eingezogenen Störklappe aus während des Fluges bei höheren Machzahlen eine günstige Wirkung haben kann. Außerdem wird hier vorweggenommen, daß eine Differentialbetätigung der Ventile 48 eine Steuerung der Rollbewegung ermöglicht, welche der Steuerung durch die kombinierten Höhen- und Querruder gegebenenfalls vorzuziehen ist oder doch dieselbe ergänzt.In Fig. 10 the spoiler is shown in its extended position. A hydraulic control valve, not shown here, connects the right end of the pistons 53 of the control units 54 via a pipe 57 with an operating fluid in order to extend the spoiler into its operating position. Once this spoiler is deployed, the valves 48 (see Figs. 2 and 3) are opened, if desired, to allow the passage of high pressure air through the duct 32 to the duct 33 from which it is followed is blown out under the spoiler 52 at the front. The latter can be drawn into the leading edge in intermediate layers, even completely, in order to form the leading edge rounding or part of it. In order to only retract the spoiler 52, the hydraulic control valve connects the left end of the piston 53 (as can be seen from FIG. 10) via the pipes 59 with the operating fluid. The channel 33 then remains open rather than covered under all flight conditions, as the latter is shown in FIG. 8. A special locking device can also be provided if this is deemed necessary. However, it is stated in advance that a certain blow-off over the leading edge from the retracted spoiler during flight can have a beneficial effect at higher Mach numbers. In addition, it is anticipated here that differential actuation of the valves 48 enables control of the roll movement, which may be preferable to control by the combined elevator and ailerons or at least supplements the same.

Fig. 11 zeigt eine der Fig. 10 ähnliche Vorrichtung, bei der jedoch der Kanal 33 weiter hinter der Vorderkante des Flügels angeordnet ist. Der Kanal 33 hat mehrere ausziehbare Gleitanschlüsse 60 zu der Störklappe 62. Jeder dieser Anschlüsse besteht aus einem rohrförmigen Bauelement 61, welches sich von der Störklappe 62 aus nach rückwärts erstreckt und sich in ein rohrförmiges Bauelement 63 wie ein Posaunenrohr hineinschiebt, wobei das Bauelement 63 aus dem Kanal 33 hervorsteht. Eine Abdichtung verhindert den Austritt von Betriebsflüssigkeit zwischen den Bauelementen 61 und 63. In diesem Falle ist die Störklappe selbst hohl und hat einen Schlitz 64 in ihrer Vorderkante, durch welchen hindurch die hochgespannte Druckluft ausgeblasen wird. Es kann dabei eine hydraulische Vorrichtung 66, ähnlich derjenigen nach Fig. 10, verwendet werden, um die Störklappe 62 auszufahren und wieder einzuziehen, wobei die letztere durch die Rollenvorrichtungen 58 in ihrer Gleitbewegung gehalten und an der Vertikalbewegung verhindert wird. Wenn auch hier kein Mittel zum Verschließen des Schlitzes in der eingezogenen Lage der Störklappe dargestellt ist, so kann doch, falls es erforderlich sein sollte, eine besondere kleine äußere, schwenkbar angelenkte Klappe (wie in Fig.8) oder auch eine gleitende Störleiste verwendet werden, und zwar mit den in Fig. 10 und 11 dargestellten Abänderungsformen, um den Schlitz in der eingezogenen Lage der Störklappe zu schließen. Diese kleine Klappe braucht nur so breit zu sein, daß sie die vordere öffnung in dem Flügel abdeckt. Die Größen der öffnungen und der Störklappen sind in den Zeichnungen nicht maßstäblich angegeben; ihre Abmessungen schwanken je nach der besonderen Form der Flugzeugteile, an welchen sie angebracht werden sollen. Windkanalversuche haben ergeben, daß innerhalb bestimmter Grenzen eine Störklappe mit größerer Tiefe eine etwas größere Wirkung hat als eine solche mit geringerer Tiefe, und daß ihre Ausdehnung längs der Vorderkante in Richtung der Spannweite hinsichtlich des Gesamtbeiwerts des ausgetrimmten Auftriebes, welcher mit einer solchen Vorrichtung erhalten werden kann, ebenfalls von Bedeutung ist.Fig. 11 shows a device similar to Fig. 10, but in which the channel 33 is arranged further behind the leading edge of the wing. The channel 33 has a plurality of extendable sliding connections 60 to the spoiler 62. Each of these connections consists of a tubular component 61 which extends rearwardly from the spoiler 62 and slides into a tubular component 63 such as a trombone tube, the component 63 from the channel 33 protrudes. A seal prevents operating fluid from escaping between the components 61 and 63. In this case, the spoiler itself is hollow and has a slot 64 in its front edge through which the high-pressure compressed air is blown out. A hydraulic device 66, similar to that of FIG. 10, can be used to extend and retract the spoiler 62, the latter being held in its sliding movement by the roller devices 58 and prevented from moving vertically. Even if no means for closing the slot in the retracted position of the spoiler is shown, if it should be necessary, a special small outer, hinged flap (as in Fig. 8) or a sliding spoiler bar can be used 10 and 11 to close the slot in the retracted position of the spoiler. This small flap only needs to be wide enough to cover the front opening in the wing. The sizes of the openings and the spoilers are not shown to scale in the drawings; their dimensions vary depending on the particular shape of the aircraft parts to which they are to be attached. Wind tunnel tests have shown that, within certain limits, a spoiler with a greater depth has a somewhat greater effect than one with a smaller depth, and that its expansion along the leading edge in the direction of the span with regard to the overall coefficient of the trimmed lift which can be obtained with such a device can, is also important.

Die Störklappe kann aus einer Reihe einzelner Abschnitte bestehen, welche je nach Wunsch zusammen oder getrennt ausgefahren werden können, um den notwendigen höheren Auftrieb zu erhalten. Weiterhin gestattet die Ausführung dieser Störklappen in einzelnen Teilen das Anbringen an einer Flügelvorderkante, welche im Grundriß nicht gerade ist, sondern nach einwärts oder nach auswärts gekrümmt oder auch abgestuft sein kann.The spoiler can consist of a number of individual sections, which can be extended together or separately to meet the requirements to get higher lift. Furthermore, the execution of these spoilers allows in individual parts the attachment to a wing leading edge, which in plan is not straight, but curved inwards or outwards or even stepped can be.

Wenn auch verschiedene komplexe Steueranordnungen verwendet werden können, so ist doch andererseits jedes Ventil 48 oder 49 und jede Störklappe 42, 52 oder 62 mit einem einzeln wirkenden Führersteuerventil versehen, welches ein Ventil in die voll geöffnete, voll geschlossene oder in eine Zwischenlage stellen kann und damit die zugehörige Störklappe voll ausfahren, voll einziehen oder in eine Zwischenlage bringen kann. In der in Fig. 8 dargestellten Ausführungsform wird die Störklappe in einer Zwischenlage über das Getriebe zu der elektrischen Betätigungsvorrichtung 46 verriegelt, welch letztere verriegelt wird, wenn kein Strom hindurchfließt. In Fig. 10 und 11 können die hydraulischen Geräte durch eine Vorrichtung betrieben werden, wie sie in Fig. 14 dargestellt ist; dazu gehört das Umsteuer- und Absperrventil 99. Die Rohrleitungen 57 und 59 der hydraulischen Geräte sind über das erwähnte Ventil verbunden mit einer Druckleitung 100 einschließlich einer Pumpe 102 und einer Ablaufleitung 104 mit einem Flüssigkeitsvorratsbehälter 106. Das Umsteuer- und Absperrventil 99 kann die Flüssigkeit zu jeder Seite der hydraulischen Geräte leiten und die entsprechende andere Seite an den Ablauf anschließen oder auch die Flüssigkeit zu beiden Seiten des Kolbens der hydraulischen Geräte in jeder beliebigen Stellung sperren.On the other hand, while various complex control arrangements can be used, each valve 48 or 49 and spoiler 42, 52 or 62 is provided with a single acting operator control valve which can place a valve fully open, fully closed, or in an intermediate position and so that the associated spoiler can fully extend, fully retract or bring it into an intermediate position. In the embodiment shown in FIG. 8, the spoiler is locked in an intermediate position via the transmission to the electrical actuating device 46, the latter being locked when no current flows through it. In Figs. 10 and 11, the hydraulic devices can be operated by a device as shown in Fig. 14; this includes the reversing and shut-off valve 99. The pipes 57 and 59 of the hydraulic devices are connected via the valve mentioned to a pressure line 100 including a pump 102 and a drain line 104 with a liquid reservoir 106. The reversing and shut-off valve 99 can supply the liquid each side of the hydraulic devices and connect the corresponding other side to the drain or block the fluid on both sides of the piston of the hydraulic devices in any position.

Die in Fig. 1 und 2 dargestellte Störklappe befindet sich an dem Binnenbords gelegenen Teil der Flügelvorderkante; ihr aerodynamischer Effekt scheint der zu sein, daß über dem Binnenbords gelegenen Teil des Flügels ein großer Wirbel 70 gebildet wird, wie aus Fig. 4 ersichtlich. Dieser Wirbel wird bei einem niedrigen Anstellwinkel, wie z. B. 15 oder 20°, gebildet und bedeckt praktisch die Fläche des Flügels, die nicht bereits von dem normalen Spitzenwirbel 72 bestrichen wird, der ebenfalls schematisch in Fig. 4 dargestellt ist. Offensichtlich wirkt diese Wirbelströmung hoher Energie so, daß dadurch die Auftriebsfähigkeit des Flügels erhöht wird, ohne jedoch ein negatives Kippmoment hineinzubringen, wie es normalerweise mit den üblachen Vorrichtungen zur Erhöhung des Auftriebes, wie z. B. Spreizklappen, verbunden ist.The spoiler shown in Figures 1 and 2 is located on the inboard part of the wing leading edge; their aerodynamic effect appears to be that a large vortex 70 is formed over the inboard part of the wing, as can be seen from FIG. This vortex is generated at a low angle of attack, e.g. B. 15 or 20 °, formed and practically covers the surface of the wing that is not already swept by the normal tip vortex 72 , which is also shown schematically in FIG. Obviously, this vortex flow of high energy acts so that the lift capacity of the wing is increased, but without introducing a negative overturning moment, as is normally the case with the usual devices for increasing the lift, such as. B. expansion flaps connected.

Fig.5 zeigt die allgemeine Ausdehnung der Spitzenwirbel 7Z, welche normalerweise bei einem Anstellwinkel von 15 bis zu 20Q bei Flügelgrundrißformen von niedrigem Seitenverhältnis auftreten.Fig.5 shows the general extent of the tip vortex 7Z, which normally at an angle of attack of 15 to 20 ° for wing plan shapes of low aspect ratio occur.

Fig. 6 zeigt die großen Wirbel 74, welche bei einem Anstellwinkel von etwa 40' und bei Flügelgrundrißformen von niedrigem Seitenverhältnis gebildet werden. Bei diesem hohen Anstellwinkel nimmt der Auftriebsbeiwert offensichtlich zu. Der Flügel kann bei Verwendung an einem schwanzlosen Flugzeug ausgetrimmt werden für einen maximalen Auftriebsbeiwert von etwa 0,75. Indessen würde bei diesen Verhältnissen der Bodenwinkel Landungen verbieten. Das würde erforderlich machen, daß das Flugzeug seinen Anflug in einer sehr stark überzogenen Stellung vollführt, wobei sich das Hauptfahrwerk unterhalb der Linie der Bodenberührung erstreckt. Dies ist der eine Grund, warum Deltaflügel mit niedrigem Seitenverhältnis zur allgemeinen Verwendung sowohl bei Jagd- als auch bei Transportflugzeugen nicht zur Anwendung gekommen sind. Die erfindungsgemäße Einrichtung beseitigt diese Schwierigkeit. , Fig. 7 zeigt schematisch die durch die erfindungsgemäße Einrichtung geschaffenen Wirbel 70, welche ihrer Natur nach den Wirbeln 74 ähnlich sind, welche bei einem Anstellwinkel von etwa 15 bis 20' erzeugt werden können. Außerdem vervollständigen die normalen Spitzenwirbel 72, welche bei 15 bis 201 auftreten, das aerodynamische Strömungsbild auf der Oberseite des Flügels. Diese vier Wirbel fegen zusammen über die Oberseite des Flügels in einem kräftigen Luftstrom und ermöglichen dabei den erhöhten Auftrieb des Flügels, wie aus den Kurven der Fig. 12 ersichtlich ist.Fig. 6 shows the large vortices 74 which are formed at an angle of attack of about 40 'and with wing plan shapes of low aspect ratio. At this high angle of attack, the lift coefficient obviously increases. The wing can be trimmed for a maximum lift coefficient of about 0.75 when used on a tailless aircraft. However, under these conditions the angle of the ground would forbid landings. This would require the aircraft to make its approach in a very overburdened position with the main landing gear extending below the line of ground contact. This is one reason why low aspect ratio delta wings have not come into use for general use on both fighter and transport aircraft. The device according to the invention overcomes this difficulty. 7 shows schematically the eddies 70 created by the device according to the invention, which are similar in nature to the eddies 74, which can be generated at an angle of attack of approximately 15 to 20 '. In addition, the normal tip vortices 72 which occur at 15 to 201 complete the aerodynamic flow pattern on the top of the wing. These four eddies sweep together over the upper side of the wing in a powerful air stream and thereby enable the wing to be lifted, as can be seen from the curves in FIG.

Es ist weiterhin zu bemerken, daß der Widerstandsbeiwert (bei dem gleichen Anstellwinkel) leicht gegenüber demjenigen des gewöhnlichen Flügels zunimmt. Die Kurven der Fig. 12 rühren von einem Windkanalversuch her mit maßstäblichen Flugzeugmodellen, an denen die erfindungsgemäße Vorrichtung ebenfalls maßstäblich angebracht war. Ein Modell mit einem Dreiecksflügel des Seitenverhältnisses 1,27, ausgetrimmt bei einem Anstellwinkel von 20Q, ergab ohne die Verwendung der erfindungsgemäßen Vorrichtung einen Auftriebsbeiwert von etwa 0,45 (wie man ihn bei einem solchen Grundriß erwarten kann) und einen Widerstandsbeiwert von etwa 0,13. Mit der erfindungsgemäßen Einrichtung in Verbindung mit einer Strahlstörklappe war es möglich, das Modell auf einen Anstellwinkel von 201 auszutrimmen und dabei einen Auftriebsbeiwert von mehr als 1,1 sowie einen Widerstandsbeiwert von etwa 0,15 zu erzielen. Bei diesem letzteren Trimmzustand blieben die kombinierten Höhen- und Querruder in der Nullstellung; keine weitere Hinterkantensteuervorrichtung wurde verwendet. Die Neigung des Kippmoments hatte einen positiven Stabilitätsspielraune von etwa 1104, der für Flugzeuge dieser Bauara als angemessen betrachtet wird. Natürlich war in jedem Falle das Versuchsmodell schwanzlos und brauchte nur durch an dem Flügel selbst verfügbare Mittel getrimmt zu werden. Wo der Gewichts- und der Widerstandsnachteil einer Schwanzfläche zulässig waren, konnte man zweifellos bei den gleichen Anstellwinkeln die Trimmlage bei höherem Auftriebsbeiwert durch die Abwärtsneigung der kombinierten Höhen- und Querruder 24 oder der in dieser Erfindung nicht dargestellten Hinterkanteklappen erreichen.It should also be noted that the drag coefficient (at the same angle of attack) increases slightly compared to that of the normal wing. The curves in FIG. 12 result from a wind tunnel test with scale aircraft models, on which the device according to the invention was also attached to scale. A model with a triangular wing of aspect ratio 1.27, trimmed at an angle of attack of 20 °, resulted without the use of the device according to the invention a lift coefficient of about 0.45 (as you would expect from such a floor plan can) and a drag coefficient of about 0.13. With the device according to the invention in connection with a jet damper it was possible to set the model at an angle of attack of 201 and thereby a lift coefficient of more than 1.1 as well as a Achieve drag coefficient of about 0.15. In this latter trim condition the combined elevator and ailerons remained in the zero position; no more Trailing edge control device was used. The tendency of the overturning moment had a positive stability margin of around 1104, the same for aircraft of this type is considered appropriate. In any case, of course, was the test model tailless and only needed trimmed by means available on the wing itself to become. Where the weight and drag penalty of a tail face is permissible you could undoubtedly adjust the trim at higher angles at the same angles of attack Lift coefficient due to the downward inclination of the combined elevator and ailerons 24 or the trailing edge flaps not shown in this invention.

Die Grundrißform für hohe Geschwindigkeit eines schwanzlosen, scharf gepfeilten Deltaflügelflugzeuges kann also dazu gebracht werden, bei höheren Auftriebsbeiwerten zu arbeiten, als sie normalerweise mit einem Flügel dieser Bauart erzielbar sind, so daß man eine niedrigere Lande- und Abfluggeschwindigkeit bei angemessenen Bodenwinkeln und demzufolge eine bessere Betriebssicherheit erwarten kann.The plan shape for high speed of a tailless, sharp Swept delta wing aircraft can therefore be made to use higher lift coefficients to work than they can normally be achieved with a wing of this type, so that you get a slower landing and take-off speed at reasonable ground angles and consequently a better operational safety can be expected.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Low aspect ratio aircraft wing, preferably delta wing, with a spoiler that can be extended forward from the wing nose, characterized in that a fluid as a flat jet below the Spoiler or from the leading edge of the spoiler is ejected forward, so that as a result of the forward movement of the aircraft it makes its way backwards the upper surface of the spoiler decreases to due to vortex formation at small angles of attack to generate a high level of lift.

2. Aircraft wing according to claim 1, characterized characterized in that the forward part of the leading edge of the wing with a device for blowing out the fluid is provided.

3. Aircraft wing according to claim 2, characterized in that the flow medium is perpendicular to the leading edge is blown out.

4. aircraft wing according to claim 2 or 3, characterized by a device (42, 52, 61) for regulating the fluid jet.