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Flugzeug, dessen Tragflügel Ausblasöffnungen aufweisen Die Erfindung
betrifft ein Flugzeug, dessen Tragflügel Ausblasöffnungen für ein Strömungsmittel
aufweisen, das eine Auftriebserhöhung bewirkt, mit der eine Rückwärtsverlagerung
der Resultierenden der Auftriebskräfte verbunden ist.
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Der Auftrieb bei Tragflügeln von Flugzeugen setzt sich aus Komponenten
zusammen, die von dem Anstellwinkel, der Flügelwölbung sowie von Einrichtungen zur
Auftriebssteuerung an der Flügelhinterkante, z. B. Hilfsflügeln od. dgl., herrühren.
Diese Anteile kommen etwa an einer Stelle von einem Viertel der Länge der Profilsehne,
an der Stelle der maximalen Flügelwölbung bzw. an einer Stelle der mittleren Sehnenlänge
zur Wirkung.
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Es ist auch bereits vorgeschlagen worden, ein Flugzeug derart zu konstruieren,
daß es im wesentlichen mit Nullanstellung fliegt. Das Gewicht des Flugzeuges wird
dann gänzlich durch den Auftrieb gehalten, der von einer Auftriebssteuereinrichtung
an der Flügelhinterkante - insbesondere dort zur Auftriebserhöhung ausgeblasenen
Luft- oder Gasstrahlen, die gleichzeitig eine Rückwärtsverlagerung des Auftriebskraftzentrums
bewirken - und der möglichen Flügelwölbung herrührt. Der Auftriebsmittelpunkt liegt
dann etwa in der Mitte der Sehnenlänge.
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Es ist leicht erkennbar, daß bei beiden obenstehend beschriebenen
Anordnungen eine aufwärts oder abwärts gerichtete Bö, die das Flugzeug trifft, Ursache
für eine der Anstellwinkel ändernde Kraft auf die Flügelfläche ist, die in einem
Punkt im Viertel der Sehnenlänge angreift, der als aerodynamisches Zentrum des Flügels
angesehen wird. Eine derartige den Anstellwinkel ändernde Kraft einer Bö, die an
einer Stelle vor dem Massenmittelpunkt des Flugzeuges angreift, hat ein Längskippmoment
zur Folge, das z. B. bestrebt ist, das Flugzeug zu überziehen. Es ist daher erforderlich,
das Flugzeug mit einer Schwanzhöhenflosse von solcher Größe zu versehen, daß das
aerodynamische Zentrum des gesamten Flugzeuges hinter den Massenmittelpunkt zu liegen
kommt, wobei diese Lage gewöhnlich als neutraler Punkt eines Flugzeuges bezeichnet
wird. Auf diese Weise kann eine Stabilität in der Kippebene erreicht werden. Eine
Schwanzhöhenflosse ist jedoch meist eine keinen Auftrieb erzeugende Fläche, sie
erhöht nur den aerodynamischen Widerstand und das Gewicht des Flugzeuges. Diese
Nachteile sind besonders augenscheinlich bei der zweiten oben beschriebenen Flugzeugbauart,
da bei einem solchen Flugzeug die Wirksamkeit der Schwanzhöhenflosse, d. h. das
Produkt aus der Fläche und der Entfernung der Höhenleitflosse von dem Massenmittelpunkt
des Flugzeuges, größer sein muß als bei entsprechenden Flugzeugen herkömmlicher
Bauart.
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Es sind außerdem bereits verschiedene Nurflügelflugzeuge bekannt oder
vorgeschlagen worden, aber bei diesen ist der hintere Bereich der Tragflächen meist
entsprechend einer nicht Auftrieb erzeugenden Schwanzflosse ausgebildet. Da außerdem
der wirksame Hebelarm eines solchen keinen Auftrieb erzeugenden Teiles des Flügels
klein ist und da der Massenmittelpunkt des Flugzeuges und der Auftriebsmittelpunkt
vor dem Viertelsehnenpunkt liegen müssen, hat es sich als notwendig erwiesen, den
hinteren Bereich des Flügels mit eine negativen Wölbung zu versehen, um eine negative
Auftriebskraft zu erzeugen.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Stabilisierung eines
Flugzeuges, dessen Tragflügel Ausblasöffnungen für ein Strömungsmittel aufweisen,
das eine Auftriebserhöhung bewirkt, mit der eine Rückwärtsverlagerung der Auftriebskraft
verbunden ist, auf besonders einfache und schnell wirkende Weise gegenüber den Störkräften
durch plötzliche Böen zu sichern.
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Die Aufgabe wird im wesentlichen dadurch gelöst, daß die Größe des
Ausblasquerschnittes durch eine Steuereinrichtung, die auf aufwärts oder abwärts
gerichtete Böen anspricht, in der Weise gesteuert wird,
daß die
von den Böen herrührende Vor- oder Rückwärtsverlagerung des Auftriebsmittelpunktes
ausgeglichen wird.
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Die durch eine solche Maßnahme erreichbare Stabilität gegenüber einem
Längskippmoment ist aber stets mit einer Änderung der Gesamtauftriebskraft verbunden,
die bei jeder Bö gewissermaßen stoßartig auftritt und bei Fallböen Gefahr bringen
kann.
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Insbesondere bei Flugzeugen mit nach rückwärts gepfeilten Tragflügelhinterkanten
läßt sich auch. diese unerwünschte plötzliche Änderung der Gesamtauftriebskraft
dadurch vermeiden oder zumindest sehr stark verringern, wenn die in Flügelspannrichtung
verlaufenden Ausblasöffnungen in je einen innenliegenden und einen außenhegenden
Abschnitt unterteilt sind und die Steuereinrichtung den Austrittsquerschnitt der
innenliegenden und außenliegenden Abschnitte der Ausblasöffnungen in entgegengesetztem
Sinn derart steuert, daß der Gesamtauftrieb konstant bleibt.
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Nach dem gleichen Prinzip können ebenfalls unerwartete Rollbewegungen
abgefangen werden, wenn die Steuereinrichtung auch auf eine durch Böen ausgelöste
Rollbewegung anspricht und in Abhängigkeit von den Rollbewegungen die Austrittsquerschnitte
der außenliegenden Abschnitte der an einander gegenüberliegenden Tragflügeln angebrachten
Ausblasöffnungen gegensinnig steuert, so daß die Auftriebsveränderungen der Rollbewegung
entgegenwirken.
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Bei einem Flugzeug mit einem Steuersystem für eine Tragflächenumlaufströmung,
wie es in einer älteren deutschen Patentanmeldung beschrieben ist, haben die Tragflügel
im Querschnitt abgerundete Hinterkanten mit in Spannrichtung sich erstreckenden
Auslaßö$nungen unterhalb und oberhalb der Flügelhinterkante. Jede Öffnung ist so
angeordnet, daß ein Strömungsmittelstrahl in einer Schicht nach rückwärts über die
Flügeloberfläche zur Flügelhinterkante hin ausgestoßen wird, und es ist Vorsorge
getroffen, um die Massenströmungsstärke und bzw. oder Strömungsgeschwindigkeiten
relativ zueinander zu verändern. Hierdurch wird die Lage des rückwärtigen Staupunktes
und der Auftrieb der Tragfläche geändert. Entsprechend der Erfindung werden bei
einem solchen Flugzeug durch die Steuervorrichtung die Austrittsquerschnitte der
ober- und unterseitigen Ausblasöffnungen in. einander entgegengesetztem Sinn geändert.
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Durch Drosseln oder stärkeres Freigeben der Strömungsmittelstrahlen
an den Auslaßstellen läßt sich der rückwärtige Staupunkt augenblicklich verschieben.
Daher läßt sich die Strömungsauftriebssteuerung mit einer größeren Geschwindigkeit
einstellen, als der durch den Anstellwinkel bedingte Auftrieb sich durch eine Bö
verändern kann, so daß die Stabilität auch ohne Verwendung einer Schwanzhöhenflosse
aufrechterhalten werden kann. Danach erscheint ein Nurflügelflugzeug möglich, bei
dem die gesamte Flügelfläche eine Auftriebsfläche bildet.
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Die auf Böen. ansprechende Einrichtung kann Beschleunigungsmesser,
Kreiseleinrichtungen oder andere böenempfindliche Vorrichtungen umfassen.
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Die Erfindung wird im folgenden an Hand der Zeichnung für ein Ausführungsbeispiel
ergänzend be- i schrieben. In der Zeichnung zeigt Fig. l eine Ansicht der Tragfläche
eines Nurflügelflugzeuges, Fig. 2 einen etwa in Flugzeuglängsrichtung verlaufenden
Schnitt durch den hinteren Bereich der Tragfläche gemäß der Linie II-II in Fig.
1, Fig.3 ein Blockdiagramm der Flugzeugsteuereinrichtung und des Stabilisiersystems,
Fig. 4 einen Profilquerschnitt des Tragflügels, der eine optimale Abänderung zeigt.
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Das Flugzeug gemäß Fig. 1 umfaßt ein Paar Tragflügel 1 mit symmetrisch
in bezug auf die mittlere Längsrichtung des Flugzeuges nach hinten abgewinkelten
Vorder- und Hinterkanten. Der Punkt C stellt das Flügelflächenzentrum dar. In der
dargestellten Ausführungsart ist kein Rumpf vorgesehen, obwohl auch ein verhältnismäßig
kleiner Rumpf vorgesehen sein kann. Die Tragflächen weisen an ihren Spitzen vertikale
Endplatten 2 auf. Das Flugzeug wird durch eine Anzahl Gasturbinen-Düsenstrahltriebwerke
angetrieben, die in Gondeln 3 unterhalb der Flügel eingebaut sind. Die Triebwerke
können auch in kleinen Vorbauten an der Flügelvorderkante oder in üblicher Weise
innerhalb der Flügel angeordnet sein.
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Jede Tragfläche des Flugzeuges hat eine im wesentlichen elliptische
Querschnittsform mit einer abgerundeten Hinterkante, wie in Fig. 2 gezeigt ist,
und es ist eine Einrichtung vorgesehen, um die Strömung um den Flügel gemäß den
in der vorerwähnten älteren Patentanmeldung beschriebenen Arten zu beeinflussen.
So ist jede Tragfläche ein kurzes Stück vor der Flügelhinterkante mit zwei gleichen,
sich in Spannrichtung erstreckenden Schlitzen 11, 12 in der oberen und unteren Fläche
versehen. Die Schlitze bilden Mündungen von in Spannrichtung sich erstreckenden
Verteilerleitungen 13, 14 innerhalb der Tragfläche, die durch Leitungen 15, 16 mit
Steuerventilen 17, 18 an eine Druckluftquelle angeschlossen sind. Die Öffnungen
zeigen nach der Flügelhinterkante und sind so geformt, daß sie Luftstrahlen über
die Fläche 19 der Hinterkante in einer dünnen Schicht, die sich in Flügelspannweite
kontinuierlich erstreckt, ausstoßen.
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Die runde Fläche 19 der Hinterkante zwischen den Schlitzen 11 und
12 ist aus einem durchlässigen Material hergestellt, so daß eine Saugwirkung an
dieser Oberfläche ausgeübt werden kann; die Fläche besteht z. B. aus porösem Sintennetall
oder aus Blech, das mit einer großen Anzahl einzelner Löcher oder feiner Schlitze
versehen ist. Im Bereich der durchlässigen Fläche ist in dem Flügel eine Kammer
20 gebildet, die durch Leitungen 21 an eine Saugeinrichtung angeschlossen ist.
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Im Betrieb strömen die Luftstrahlen aus den Schlitzen 11 und 12 über
die Flügeloberfläche nach der Hinterkante, wie in Fig. 2 gezeigt ist, und mit Hilfe
der flächenhaften Absaugung an der Oberfläche 19 neigen die Luftstrahlen dazu, keinen
Wirbelbereich entstehen zu lassen, der sonst hinter der Flügelhsnterkante vorhanden
sein würde. Wenn die Massenströmungsstärke und die Geschwindigkeiten der beiden
Ströme gleich sind und die Tragfläche im wesentlichen mit Nullanstellung in bezug
auf die allgemeine Richtung der Luftströmung bewegt wird, dann befindet sich der
rückwärtige Staupunkt an der Stelle X am rückwärtigen Ende des Flügels.
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Die beiden Strömungen lassen sich differentiell durch Verändern des
Auslaßbereiches der Schlitze 11 und 12 drosseln. Eine Seite jedes Schlitzes ist
demgemäß durch eine gelenkig gelagerte Klappe 22 bzw. 23 gebildet, wobei beide Klappen
mit jeweils einem
Ende einer Steuerstange 24 verbunden, sind, die
durch eine Betätigungseinrichtung 25 längs ihrer Achse bewegbar ist. Die Betätigungseinrichtung
kann dabei die Auslaßque.rschnitte der Schlitze 11 und 12 in entgegengesetztem Sinn
ändern. Wenn z. B. die Klappen 22 und 23 in die gestrichelt gezeichnete Stellung
bewegt werden, wird die aus dem oberen Schlitz 11 ausgestoßene Strömung vergrößert,
während die aus dem unteren Schlitz 12 ausgestoßene Strömung verringert wird. Demzufolge
bewegt sich der rückwärtige Staupunkt an die Stelle X1 unter der Flügelhinterkante,
wodurch der Flügelauftrieb vergrößert wird. Durch differentielle Veränderung der
Auslaßquerschnitte der Schlitze 11 und 12 kann der rückwärtige Staupunkt an irgendeine
beliebige Stelle der runden Fläche 19 des Flügelhinterkante gelegt werden, und die
Flügelumlaufströmung und der Flügelauftrieb können nach Belieben eingestellt werden.
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Es wird angestrebt, daß der Massenmittelpunkt des Flugzeuges im wesentlichen
mit dem Flügelflächenzentrum C zusammenfällt und daß das Flugzeug im wesentlichen
mit Nullanstellung der Tragflächen fliegt. Sodann ist kein Auftrieb vorhanden, der
durch dle Anstellung bedingt ist. Die Querschnitte der Schlitze 11 und 12 sind derart
eingestellt, daß der rückwärtige Staupunkt ein wenig mehr nach der unteren Flügelfläche
hin stabilisiert ist als nach dem rückwärtigen Ende des Flügels, so daß ein genügender
Auftrieb erzeugt wird, um das Flugzeug zu halten, wobei dieser Auftrieb in wesentlichen
im Flächenzentrum C angreift.
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In Abänderung können die Tragflächen eine Wölbung mit einem Wölbungsmaximum
im Bereich des Mittelsehnenpunktes aufweisen, wobei die Flügelwölbung so groß ist,
daß ein genügender Auftrieb erzeugt wird, um das Flugzeug im Fluge zu tragen. Ein
derartiger Auftrieb durch die Flügelwölbung würde dann wieder im Flächenzentrum
C angreifen, und die Bezugslage des rückwärtigen Staupunktes wäre dann im wesentlichen
am rückwärtigen Ende der Tragfläche.
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Das Steuersystem des Flugzeuges ist in dem Blockdiagramm in Fig. 3
gezeigt. Es sei zuerst noch erwähnt, daß die sich im wesentlichen längs der gesamten
Spannweite jedes Flügels gleichmäßig erstreckenden Schlitze jeweils in Spannrichtung
in innenliegende und außenliegende Abschnitte unterteilt sind. So sind in Fig.1
die oberen Schlitze 11 backbords in außenliegende und innenliegende Abschnitte 11a
und 11b und. steuerbords in innenliegende und außenliegende Abschnitte 1l.
c und 11 d eingeteilt, während die Schlitze 12 ähnlich unterteilt sind. Für jeden
Abschnitt ist eine getrennte Steuerklappe 22 bzw. 23 vorgesehen, so daß die Auslaßquerschnitte
aneinander angrenzender Abschnitte differentiell und gegensinnig verändert werden
können. Ferner sind vier entsprechende Betätigungseinrichtungen 25 vorgesehen.
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In Fig. 3 sind die vier Betätigungseinrichtungen für die backbords
außenseitigen, backbords innenseitigen, steuerbords innenseitigen und steuerbords
außenseitigen Abschnitte der Schlitze 11 und 12 mit den Bezugszeichen
25a, 25b, 25c bzw. 25d gekennzeichnet. Zur Sicherung der Stabilität
gegenüber Längskippen und Rollen sind drei lineare Beschleunigungsmesser 31, 32
und 33 vorgesehen, die gemäß Fig. 1 in der Nase des Flugzeuges., am Ende des Backbordflügels
und am Ende des Steueibordflügels liegen und so angeordnet sind, daß sie vertikale
Beschleunigungen aufnehmen. Der Beschleunigungsmesser 31 in der Nase ist mit einem
Komparator 34 verbunden, an den er sein AusgangssignalA1 abgibt, während die Beschleunigungsmesser
32 und 33 an den Flügelspitzen mit einer Additionseinrichtung 35 verbunden sind,
an die sie ihre Ausgangssignale A., und A3 abgeben. Die Addiervorrichtung summiert
die Signale AZ und As und ist mit einer Dividiereinrichtung 36 verbunden, an die
das Gesamtsignal A2 +A.; abgegeben wird, wobei das Ausgangssignal der Dividiereinrichtunggleich
1/2 (A2 +A3) ist und dem Komparator 34 zugeführt wird.
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Im Reiseflug ist das Signal Al gleich dem Signal 1/2 (A2 +A3), so
daß der Komparator 34 kein Ausgangssignal liefert. Sollte das Flugzeug jedoch z.
B. auf eine Aufwärtsbö treffen, so wird eine durch die Anstellung bedingte Auftriebskraft
an den Tragflächen erzeugt, die an dem Punkt P vor dem Flügelflächenzentrum C angreift,
der etwa dem Viertelsehnenpunkt der mittleren Sehnenlänge entspricht. Diese Auftriebskraft
verursacht ein aufrichtendes Kippmoment, das bestrebt ist, den Flügelanstellwinkel
zu vergrößern und das Flugzeug zu überziehen. Die resultierende Winkelbeschleunigung
verursacht unterschiedliche Signale der Beschleunigungsmesser, und das Differenzsignal
A1-1/2 (A2 + As)
wird von dem Komparator 34 auf einen Signalgenerator 37 geleitet.
Dieser gibt ein Steuersignal S1 an die außenliegenden Betätigungseinrichtungen
25a,
25d, die die Auslaßquerschnitte der äußeren Abschnitte der Schlitze
in einem solchen Sinn verändern, daß der rückwärtige Staupunkt von seiner Grundstellung
weiter auf die Flügelunterseite wandert. Der Auftrieb an den äußeren Abschnitten
des Flügels wird damit vergrößert, und wegen der pfeilförmigen Gestalt der Hinterkante
des Flügels wird die zusätzliche Auftriebskraft in -einem Punkt Q hinter dem Flügelflächenzentrum
angreifen. Dadurch wird ein den Anstellwinkel verringerndes Kippmoment erzeugt,
das das von der Bö hervorgerufene aufwärts gerichtete Kippmoment ausgleicht, und
die Stabilität des Flugzeuges in bezug auf die Längsneigung bleibt erhalten.
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Man erkennt, daß die Einstellung der Schlitzquerschnitte in der eben
beschriebenen Art ein Ansteigen des Gesamtauftriebs der Tragfläche und also eine
nach oben gerichtete Beschleunigung des gesamten Flugzeuges verursacht. Um diese
Beschleunigung entgegenzuwirken, sind die Ausgangssignale A1, A2 und A3 der drei
Beschleunigungsmesser ebenfalls an eine Addiervorri.chtung 38 geleitet, und das
Gesamtsignal A1+A.,+A3 wird einem zweiten Signalgenerator 39 zugeleitet. Dieser
liefert ein Steuersignal S2 an alle vier Betätigungseinrichtungen 25a, 25b,
25c und
25d, wodurch die Schlitzquerschnitte der beiden inneren und
äußeren Schlitzabschnitte in einem derartigen Sinn verändert werden, daß der rückwärtige
Staupunkt in Richtung zur oberen Flügelfläche wandert und dadurch den Auftrieb verringert.
Die Gesamtwirkung des Steuersystems ist also derart, daß die Schlitzquerschnitte
der innenliegenden und außenliegenden Schlitzabschnitte in entgegengesetzter Weise
geändert werden, so daß keine Änderung des gesamten Flügelauftriebes stattfindet
und das von der Bö herrührende aufrichtende Kippmoment durch ein entgegengesetzt
gerichtetes Kippmoment auf Grund der
Erhöhung des Auftriebes an
den äußeren Abschnitten der Flügel ausgeglichen wird.
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In ähnlicher Weise kann die Stabilität aufrechterhalten werden, wenn
eine abwärts gerichtete Bö das Flugzeug trifft, wobei das System dann in entgegengesetztem
Sinn reagiert.
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Das Steuersystem gewährleistet auch eine automatische Stabilisierung
in der Rollebene. Die Ausgangssignale. A2 und A3 der Flügelenden-Beschleunigungsmesser
32 und 33, werden einem Komparator 40 zugeführt, und bei einer Rollbewegung wird
das resultierende Differenzsignal A2-A3 einem dritten Signalgenerator 41 zugeführt.
Dieser leitet entgegengerichtete Steuersignale S2 und -S3 an die außenliegenden
Betätigungseinrichtungen 25a und 25d, wodurch der rückwärtige Staupunkt in
entgegengesetzten Richtungen an den außenliegenden Bereichen der Flügel bewegt wird,
so daß ein die Rollbewegung korrigierendes Moment entsteht.
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Es sei bemerkt, daß die Höhe der Auslaßöffnungen verhältnismäßig klein
relativ zu den Maßen des Flügels ist, z. B. 2,5 mm für einen Flügel von 5 bis 7
m Sehnenlänge. In Fig. 2 ist die Höhe der Auslaßöffnungen zur klareren Darstellung
sehr übertrieben gezeichnet. Die Luftausströmgeschwindigkeit durch die Schlitze
ist groß und liegt möglicherweise über der Schallgeschwindigkeit, so daß die Verschiebung
des Staupunktes in Abhängigkeit von der Drosselung der Luftstrahlen nahezu augenblicklich
geschieht. Es ist bekannt, daß die Umlaufströmung um eine Tragfläche sich sehr schnell
aufbaut, etwa in einem Zeitabschnitt der Größenordnung, den der Flügel zum Durchlaufen
einer seiner eigenen Sehnenlänge entsprechenden Strecke benötigt, so daß eine schnelle
Einstellung des Flügelauftriebes erreicht werden kann. Diese schnelle Einstellung
ermöglicht die Erreichung einer automatischen Stabilisierung in Längsrichtung und
in der Rollrichtung, wie es oben beschrieben ist.
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Fig. 3 zeigt eine Steuereinrichtung 42 für den Piloten, d.
h. die übliche Steuersäule, die Steuersignale Ri und R2 jeweils an einen Signalgenerator
39 und 41 abgibt. Eine Bewegung der Steuersäule in Längsrichtung bewirkt eine Einstellung
der Schlitzflächen der innenliegenden und außenliegenden Abschnitte des Flügels
im selben Sinn, wodurch der rückwärtige Staupunkt verlegt und der Flügelauftrieb
verändert wird. Auf diese Weise ist eine der üblichen Höhensteuerung entsprechende
Steuerung erreicht, aber ohne Änderung der Flügelanstellung. In gleicher Weise bewirkt
die seitliche Bewegung der Steuersäule eine Bewegung des rückwärtigen Staupunktes
an den beiden äußeren Abschnitten des Flügels in entgegengesetztem Sinn, so daß
eine der Querruderwirkung entsprechende Wirkung erreicht ist. Irgendwelche Veränderungen
der Schlitzquerschnitte auf Grund von Böen werden zusätzlich zu den. von der Steuerung
durch den Piloten bedingten Änderungen ausgeführt.
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In dem dargestellten Steuersystem sind die von den Beschleunigungsmessern
31, 32 und 33 abgegebenen Signale A1, A2 bzw. A3 und die Steuersignale Si, S2 und
S3 für die Bedienung der Betätigungseinrichtungen elektrischer Art, während die
Betätigungseinrichtungen selbst elektrisch oder hydraulisch sein können. Die Signale
R, und R2 von der Steuersäule des Flugzeugführers sind ebenfalls elektrisch, wobei
die Steuersäule auf Potentiometer einwirkt. Es können jedoch verschiedene Kombinationen
elektrischer, mechanischer und hydraulischer Systeme verwendet werden.
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Das Steuersystem kann in vielen Arten ausgebildet sein. So können
an Stelle der drei linearen Beschleunigungsmesser in der Verbindungsweise gemäß
Fig. 3 auch zwei Winkelbeschleunigungsmesser oder zwei Kreisel verwendet werden,
wobei einer zum Messen der Kippmomente in der Längsrichtung und einer zum Messen
der Momente in der Rollrichtung vorgesehen sein kann, etwa in Verbindung mit einem
linearen Beschleunigungsmesser zum Nachweis der gesamten vertikalen Beschleunigung.
Es ist auch möglich, bekannte, auf Böen ansprechende Einrichtungen zu verwenden,
z. B. ausschwenkbare Klappen oder statische Drucksonden, die vor dem Flugzeug aufgebaut
sind. In einigen Fällen kann eine Kombination von Beschleunigungsmesesrn, Kreiseln
und anderen Vorrichtungen wünschenswert sein.
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In der praktischen Anwendung wird man eine Anzahl Beschleunigungsmesser,
Kreisel u. dgl. parallel schalten, damit beim Ausfallen eines Teiles die Wirkungsweise
nicht gestört wird. Es ist offensichtlich, daß ein sehr schnelles Ansprechen erforderlich
ist. Es sind bereits geeignete Vorrichtungen für die Verwendung in Raketen entwickelt
worden.
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Zum Verändern der Querschnittsfläche der Auslaßschlitze können auch
andere Anordnungen getroffen sein. Zum- Beispiel werden die Klappen 22 und 23 gemäß
einer Abänderung durch Blenden aus flexiblem Material ersetzt, die Ausnehmungen
abdecken, in die das hydraulische Strömungsmittel geleitet wird. Die Betätigungseinrichtung
bewirkt dann eine Veränderung des Druckes des hydraulischen Strömungsmittels und
verursacht das Ausbeulen der Blenden in einem mehr oder weniger großen Maße und
damit eine Veränderung der Schlitzquerschnitte Bei einer anderen abgeänderten Bauart
haben die Auslaßöffnungen 11 und 12 eine bereits bekannte Form und sind jeweils
durch einen Absatz in der Flügelfläche von annähernd dreieckiger Form gebildet,
wobei die nach hinten gerichtete Fläche (in bezug auf die Hauptströmungsrichtung
über die Tragfläche) leicht gekrümmt ist, z. B. in Kreisbogenform, so daß sie sanft
in die Flügelfläche einmündet, und die andere Fläche normal dazu verläuft. Diese
andere Fläche weist Auslaßöffnungen auf, etwa in Form von in Spannrichtung sich
erstreckenden Reihen kleiner Öffnungen oder einer Reihe von Schlitzen, die demgemäß
nach rückwärts auf die Flügelhinterkante und strömungsabwärts in bezug auf die Hauptströmung
über die Tragfläche zeigen. Die Öffnungen haben einen solchen Abstand und sind so
angeordnet, daß die aus ihnen austretenden Luftstrahlen sich zu einer kontinuierlich
über die Flügelspannweite erstreckenden Schicht zusammenfügen. In einigen Fällen
können auch mehr als eine Reihe von Löchern oder Schlitzen vorgesehen sein. Die
in. Strömungsrichtung vor und hinter der Ausnehmung liegenden Flügelbereiche verlaufen
im Sinne der ursprünglichen elliptischen Querschnittsform des Tragflügels. Es sind
noch Drosselglieder vorgesehen, die von der Innenseite des Flügels die Öffnungen
oder Schlitze mehr oder weniger schließen können, um so den Querschnitt der Auslaßöffnungen
zu verändern.
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In Abänderung können. auch Schließplatten vorgesehen sein mit Öffnungen,
die sich mit denen in den Stirnflächen der Ausnehmungen decken, wobei diese
Schließplatten
verschiebbar sind, um das Übergreifen über die Öffnungen zu regeln und auf diese
Weise den wirksamen Ausströmquerschnitt zu verändern. In jedem Fall sind die Ausströmschlitze
bei jedem Flügel in innenliegende und außenliegende Abschnitte unterteilt, die in
der oben beschriebenen Art differentiell zueinander bewegt werden können.
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Fig.4 zeigt eine wahlweise Abänderung des bereits beschriebenen Flugzeuges,
bei dem die Tragfläche mit dritten und vierten Auslaßöffnungen 51 und 52 versehen
ist, wobei die Auslaßöffnung 51 vor der Öffnung 12 liegt und an diese angrenzt und
die Öffnung 52 in beträchtlichem Abstand von der Flügelhinterkante an der Unterseite
der Tragfläche liegt, und zwar etwa in halber Sehnenlänge. Die Schlitze 51 und 52
sind ähnlich ausgebildet wie die Schlitze 11 und 12, und zwar derart, daß sie Luft
in einer Schicht über die untere Flügelfläche. nach vorn bzw. nach rückwärts ausstoßen.
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Wenn eine große Erhöhung des Auftriebes erforderlich ist, z. B. beim
Starten und Landen, werden die Schlitze 51 und 52 in der in den vorerwähnten Patentanmeldungen
beschriebenen Art in Betrieb genommen. Hierbei ist der Schlitz 12 geschlossen und
der Schlitz 51 geöffnet. Die von den Schlitzen 11 und 51 über die Flügelfläche ausgestoßenen
Luftstrahlen verstärken sich dann gegenseitig und strömen um die Flügelhinterkante
nach vorn über die Unterseite der Tragfläche, so daß der rückwärtige Staupunkt bis
in die Stellung X, an der Flügelunterseite verlagert wird, wodurch sich ein beträchtlicher
Anstieg des Auftriebes ergibt. Zur gleichen Zeit ist der Schlitz 52 geöffnet, so
daß eine Luftströmung nach rückwärts in einer Schicht über die Flügelunterseite
geleitet wird, und durch Einstellung der Auslaßflächen der Schlitze 51 und 52 kann
der Staupunkt in einer gewünschten Stellung dazwischen stabilisiert werden, die
von dem erforderlichen Auftrieb abhängt.
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In dem Flugzustand mit hohem Auftrieb kann eine automatische Stabilisierung
durch Einstellung der Querschnitte der äußeren Abschnitte des Schlitzes 11 allein
erreicht werden, wobei der Schlitz 12 geschlossen ist.
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In Abänderung kann eine Differentialeinstellung für die Auslaßquerschnitte
der äußeren Abschnitte der Schlitze 51. und 52 unter der Steuerwirkung von Kreiseln,
Beschleunigungsmessern und ähnlichen Einrichtungen, wie bereits beschrieben, erreicht
werden.
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Die Steuerung der Luftstrahlen, die aus den Schlitzen ausströmen,
kann zum Teil durch Ventile 17 und 18 ausgeführt werden, die in den Luftzuführungsleitungen
liegen. Es ist jedoch wesentlich, daß das automatische Stabilisierungssystem auf
die Auslaßquerschnitte selbst wirkt, um die nötige Schnelligkeit bei der Auftriebsänderung
zu ermöglichen. Das vollständige Abschalten der Luftströmung bei dem Schlitz 12
und das Wiederingangbringen der Luftströmung aus den Schlitzen 51 und 52 kann jedoch
wie vorstehend durch Ventile bewirkt werden.
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Die Flugzeugtriebwerke sind vorzugsweise in der Nebenstrombauart ausgeführt,
und die Druckluft für die Auslaßschlitze wird von den Nebenströmungen der Kompressoren
dieser Triebwerke abgenommen. Diese Kompressoren können auch die verteilte Saugwirkung
an den Tragflügelhinterkanten besorgen.
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Die Endplatten 2 können ebenso wie die Tragflügel eine elliptische
oder ähnliche Querschnittsform mit abgerundeter Hinterkante und Auslaßschlitzen
mit variablem Auslaßquerschnitt zu beiden Seiten der Hinterkante aufweisen, wobei
dafür gesorgt ist, daß die Querschnitte der beiden Schlitze jeder Platte differential
gesteuert werden können, um einem Gieren des Flugzeuges entgegenzusteuern. Eine
solche Steuerung kann automatisch durch Beschleunigungsmesser, Kreisel oder ähnliche
Vorichtungen ausgeführt werden, um das durch eine Bö bedingte Gieren des Flugzeuges
zu messen und um die Stabilität ähnlich wie bei den Vorrichtungen zum Steuern des
Längskippens und der Rollbewegung, wie bereits beschrieben, aufrechtzuerhalten.
Die Größe der Endplatten kann in diesem Fall verringert werden.
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Wie bereits oben erwähnt, ist die Ausbildung des Flugzeuges derart,
daß der Massenmittelpunkt in dem Flügelflächenzentrum liegt. Die Verwendung des
beschriebenen Stabilisierungssystems ermöglicht eine beträchtliche Veränderung des
Massenmittelpunktes und also der Lage der Zuladung. Wenn der Massenmittelpunkt vor
dem Flügelflächenzentrum liegt, wird das Flugzeug mit einem positiven Anstellwinkel
geflogen, und die Auslaßquerschnitte der äußeren Abschnitte der Schlitze sind derart
voreingestellt, daß die Ruhelage des Staupunktes das resultierende aufwärts gerichtete
Kippmoment ausgleicht. In ähnlicher Weise wird das Flugzeug mit negativer Anstellung
geflogen, wenn der Massenmittelpunkt hinter dem Flügelflächenzentrum liegt, und
die Ruhelage des Staupunktes wird dementsprechend eingestellt.
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Bei verhältnismäßig großen Flugzeugen der oben beschriebenen Art lassen
die Flügel natürlich genügend Raum zur Aufnahme der Zuladung, und das Flugzeug kann
als richtiges Nurflügelflugzeug ausgebildet sein. Die einzigen Quellen schädlichen
Widerstandes sind die Endplatten und die Motorgondeln oder Nasen der Triebwerke,
wenn diese nicht vollständig in den Flügel einbezogen werden können.