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Flugzeug mit stark gepfeilten Tragflächen, aus deren Vorderkante ein
flacher Gasstrahl ausgeblasen wird Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge mit
stark gepfeilten Tragflügeln, aus deren Vorderkante durch Schlitze längs zumindest
eines Teiles der Spannweite ein flacher Gasstrom ausgeblasen wird.
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Die Bezeichnung »Flugzeug« soll hier in weitestem Sinne Fluggeräte
aller Arten bezeichnen, und unter »Tragflügeln« sind nicht nur gesondert an einen
Rumpf anzubringende Tragflügel zu verstehen, sondern alle zur Erzeugung des aerodynamischen
Auftriebs dienenden Konstruktionsteile, Insbesondere ist die Erfindung anwendbar
auf Fluggeräte, die eine Spitzbogen-, Delta-, Pfeil- oder ähnliche Grundrißform
haben. Sie ist auch dort anwendbar, wo die Vorderkante in die Flügelseitenkante
übergeht.
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Die Erfindung ist ferner anwendbar auf Fluggeräte, deren Rumpf den
Tragflügel bildet und einen Pfeilwinkel von fast 01 hat.
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Flugzeuge der eingangs geschilderten Gattung sind an sich bekannt.
Beispielsweise hat man bei einem Dreieckflugzeug an der innenliegenden Vorderkante
des Tragflügels im Bereich einer verschiebbaren oder verschwenkbaren Störklappe
als Landehilfe einen vom Triebwerk zu speisenden Gasaustrittsschlitz vorgesehen,
durch den ein flacher Gasstrahl so in der Flugrichtung ausgestoßen wird, daß sich
im mittleren Bereich des Tragflügels ein vom Randwirbel unabhängiger kräftiger Wirbel
bildet, durch den im Langsamflugbereich eineAuftriebsverbesserung erzielt wird.
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Nun ist es, eine Eigenschaft aerodynamischer Auftriebselemente mit
kleinem Seitenverhältnis und einem relativ großen Außenrandwinkel relativ zur Flugzeugquerachse,
das ein wesentlicher Teil des Auftriebes durch Schichtwirbel oder Flächenwirbelströmungen
erzeugt werden kann, die beim Vorwärtsflug von den Vorderkanten ausgehen und sich
von ihnen ablösen. Noch bessere aerodynamische Eigenschaften lassen sich nach einem
anderen bekannten Vorschlag erzielen, wenn man diese Schichtwirbel oder Flächenwirbelströmungen
in bestimmter Weise beeinflußt. Nach diesem Vorschlag werden die Bildung und Ablösung
solcher Schichtwirbel oder Flächen-wirbelströmungen dadurch begünstigt oder ge
- fördert, daß aus dem gepfeilten Rand des Auftriebselementes ein, Gasstrom
in Form einer flachen dünnen Schicht so ausgestoßen wird, daß dadurch der Aufbau
und die Weiterbildung des natürlich vorhandenen Schichtwirbels gefördert und dieser
verstärkt wird. Auch hierbei wird die Gasströmung von einem Triebwerk des Flugzeuges
geliefert.
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Aufgabe der Erfindung ist es, die vorbesehriebenen Fluggeräte weiterzuentwickeln
und die allgemeinen Flugeigenschaften zu verbessern. Gemäß der Erfindung ist ein
Flugzeug dieser Art vor allem dadurch gekennzeichnet, daß der flache Gasstrom eine
Strömungskomponente nach rückwärts aufweist, um Vortrieb zu erzeugen. Auf diese
Weise läßt sich mit der Verstärkung und dem Ab-
lösen des Flächenschichtwirbels
durch eine in der gleichen Strömung vorgesehene Kraftkomponente wenigstens ein Teil,
gegebenenfalls sogar der ganze Vortrieb aufbringen, Der Ausblaseschlitz kann gegebenenfalls
einen festen Querschnitt haben, soll jedoch nach Möglichkeit längs der Spannweite
unterschiedlich weit sein, insbesondere nimmt die Weite des Ausblaseschlitzes nach
der Tragflügelspitze hin ab.
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Die Gasschicht kann mit einer nach abwärts oder aufwärts gerichteten
Komponente aus der schlitzartigen
Ausblasöffnung ausgestoßen werden.
Vorzugsweise sind schwenkbare Leitflügel im Ausblaseschlitz zur Veränderung der
Ausblaserichtung vorgesehen. Auf diese Weise läßt sich unter anderem der Ausblasewinkel
nach rückwärts verändern, und man kann den ausgeblasenen Gasstrom mehr oder weniger
nach unten oder auch nach oben richten.
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Gemäß einer besonderen Ausführungform der Erfindung sind mehrere Strahltriebwerke
längs der Vorderkante der Tragflügel angeordnet und erzeugen einen aus den Ausblaseschlitzen
homogen austretenden Gasstrom. Vorzugsweise sind dabei die Strahltriebwerke in einem
Ejektorkanal zur Beschleunigung zusätzlicher Luftmassen angeordnet. Man kann die
Strahltriebwerke auch an irgendeiner anderen auswählbaren Stelle des Fluggerätes
anordnen und zur Lieferung des Vortriebsgasstromes an Ausstoßdüsen anschließen,
die ihrerseits längs der Vorderkanten des Tragflügels verteilt sind.
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Schließlich wird erfindungsgemäß noch vorgeschlagen, eine Einlaßöffnung
eines Kanals zur Ansaugung zusätzlicher Luftmassen durch Ejektorwirkung mittels
einer vorflügelartigen Klappe verschließbar auszubilden. Es können auch Ventilatoren
vorgesehen werden, um einen solchen zusätzlichen Luftstrom aufzubringen.
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Wie im einzelnen noch dargelegt werden wird, ermöglicht die Erfindung
bei außerordentlich günstigen Wirkungsgraden den gleichen Gasstrom zur Auftriebs-
und Vortriebserzeugung heranzuziehen, wobei durch Veränderung der Strahlrichtung
diese Größen geregelt werden können und sich gegebenenfalls der ganze Vortrieb durch
diese Gasströme erzielen läßt, während andererseits ohne wesentliche oder völlig
ohne Vortriebserzeugung ein ausreichender Auftrieb erzeugt wird, so daß sich beachtliche
Lansamflugeigenschaften bzw. Senkrechtstarteigenschaften ergeben.
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Zur näheren Erläuterung der Erfindung werden nun Ausführungsbeispiele
unter Hinweis auf die Zeichnung ausführlicher beschrieben; es zeigen Fig.
1 und 2 die Gestalt von Flugzeugmodellen, die für die Überprüfung der Erfindung
bei Windtunnelversuchen gebaut worden sind, F i g. 3 bis 19 unterschiedliche
Kurvendarstellungen, in denen die Meßergebnisse niedergelegt sind, die mit den Modellen
nach den F i g. 1 und 2 erhalten wurden, F i g. 20, 21 und 22 jeweils
eine Seiten-, Stim- und Aufsicht auf ein Flugzeug mit angenäherter Delta-Grundrißform,
bei dem die Erfindung benutzt wird, F i g. 23 ein Teilstück einer Aufsicht
auf den vorderen Rand des Flügels des in den F i g. 20 bis 22 dargestellten
Flugzeuges, F i g. 24 eine im Maßstab vergrößerte Teildarstellung,eines Schnittes
längs der SchnittlinieXXIV-XXIV der F i g. 22, welche den vorderen Rand des
Flugzeugflügels in der normalen Reiseflugstellung veranschaulicht, F i
g. 25 eine der F i g. 24 entsprechende Darstellung, bei der aber der
vordere Rand des Flugzeugflügels in der Anordnung für Start oder Landen veranschaulicht
ist, F i g. 26 eine der F i g. 24 entsprechende Darstellung einer
abweichenden Ausbildung des Flugzeuges gemäß den F i g. 20 bis 25, F i
g. 27 und 28 den, F i g. 23 und 24 entsprechende Darstellungen
einer weiteren Ausbildungsform, F i g. 29 eine der F i g. 22 entsprechende
Darstellung einer wahlweisen Ausführungsform der Erfindung, F i g. 30 und
31 Teildarstellungen der Erfindungsform gemäß F i g. 29, die den F
i g. 23 und 24 im wesentlichen entsprechen, wobei die F ig.31 eine Schnittdarstellung
längs der SchnittlinieXXXI-XXXI in F i g. 29 ist, und F i g. 32 und
33 eine Aufsicht und eine Seitenansicht noch eines anderen erfmdungsgemäß
ausgeführten Flugzeuges.
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Windtunnelversuche mit relativ geringen Windgeschwindigkeiten wurden
an dem Flugzeug-Nurflügehnodell W gemäß F i g. 1 durchgeführt. Das Modell
ist ein Deltaflügel mit einem Pfeilwinkel von 70',
einem Seitenverhältnis
von 0,73 mit »gestutzten« Flügelspitzen und mit einer Spannweite, die gleich
einem Drittel der Flügelbasislänge ist. Rings um die äußere Umfangslinie des Flügels
erstreckt sich ein Schlitz von konstanter Breite mit Ausnahme eines schmalen Abschnitts
in der Nähe der vorderen Flügelspitze; durch diesen Schlitz kann unter Überdruck
in das Innere des Flügels eingeführte Luft längs der vorderen Flügelkanten (Leitkantenausblasung)
und der hinteren oder Ablaufkanten (Ablaufkantenausblasung) als ein Schichtstrahl
ausgeblasen werden. Um den Schichtstrahl, der aus dem Schlitz austritt, unter einem
Winkel abzulenken, ist der Schlitz durch eine größere Zahl von Trennwänden unterteilt.
Der in F i g. 1 eingetragene Winkel e ist der Neigungswinkel der Schichtströmung
relativ zur Flügelkante; auf diesen Winkel wird weiter unten noch eingegangen. Einige
vorbereitende Versuche in bezug auf die Richtung der Schichtstrahlströmung zeigten,
daß es sich zur Erzielung einer bestimmten Strömungsrichtung in dem Schichtstrahl
als vorteilhaft erwies, die Schicht in eine größere Anzahl kleiner Strahlen aufzuteilen,
von denen jeder unabhängig von den anderen »gelenkt« werden konnte. Die einzelnen
Strahlen schlossen sich in sehr kleinem Ab-
stand von dem Schlitz zu einer
gleichmäßigen Strahlschicht zusammen. Die während der Versuche angewendeten
Windgeschwindigkeiten im Windtunnel lagen zwischen 16 und 65 m/sec.
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Die Versuche ergaben, daß die Strahlschicht, die durch Ausblasen an
den Vorderkanten und Flügelspitzen erzeugt wurde, sich »aufrollt« und Leitkantenschichtwirbel
ähnlicher Art bildet, wie die freien Schichtwirbel, die nur durch das Strömen der
Windtunnelluft über die Flügeloberflächen entstehen, obwohl die Grenzdruckbedingung
geändert wurde, da die Strahlschicht nun -eine Druckdifferenz »aushalten« kann.
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Es wurden weitere Versuche durchgeführt, bei denen die Strahlschicht
nach abwärts gerichtet wurde. Wie man aus der F i g. 2 ersieht, wurde die
Gasstrahlschicht unter einem Winkel 0 gegenüber der waagerechten Ebene YY
des Flügelmodells W ausgestoßen.
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Die F i g. 3 und 4 sind graphische Schaubilder, welche den
Verlauf der Auftriebszunahme A CLB enthalt-en, die sich infolge des
Ausblasens ergibt; die Auftriebszunahme ist in Abhängigkeit von dem Blasimpulsfaktor
Cu aufgetragen, d. h. dem gesamten Impuls der ausgeblasenen Luft dividierl
durch q,) - S, wobei q. der dynamische Druck im Hauptluftstrom und
S die Flügelfläche bedeutet. DiE Darstellungen der F i g. 3 und 4
gelten für den Fall
bei dem das Ausblasen von Luft an sämtlichen
Kanten des Modells erfolgt, wobei in dem einen Fall der Winkel 0 #
0 und im anderen Fall gleich 301 ist.
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Man erkennt aus diesen Darstellungen, daß bei kleinen Werten von
C g und gleichbleibendem Flügelanstellwinkel ec der Auftrieb verhältnismäßig
schnell ansteigt, daß sich jedoch bei Werten von Cu, die größer als etwa 0,2 sind,
der Zuwachs des Auftriebes zurückgeht. Die Kurvendarstellung zeigt ferner, daß bei
einem gegebenen Wert von Cy die Zunahme des Auftriebs mit dem Flügelanstellwinkela
steigt.
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Die Art und Weise, in der sich der Auftrieb in Ab-
hängigkeit
von dem Ausblasen und dem Flügelanstellwinkel ändert, läßt sich durch Schilderung
der Lagenänderung der Schichtwirbel an der vorderen Flügelkante erklären-.
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Durch das Ausblasen an der gepfeilten Flügelkante werden die an bzw.
über der Randzone im Bereich der Vorderkante sich ausbildenden Wirbel nach obeil
und nach außen bewegt, insbesondere bei kleinem ,geometrischem Flügelaustellwinkel
oc. Die Bewegung nach außen erfolgt dabei in stetiger Abstufung. Zunächst, wenn
der Ausblasdruck vom Wert Null allmählich zunimmt, wird durch die »Schleppwirkung«
des Schichtstrahls die sekundäre Trennung der Luftströmung verringert und schließlich
vollkommen beseitigt, was bedingt, daß der Wirbelkern sich in Richtung zur Flügelkante
hin bewegt. Weiterhin, bei höheren Blasdrücken, dringt die Strahlschicht weiter
in die Luft des Hauptluftstromes ein, welche über die Flügeloberfläche strömt, bevor
sie sich zu dem Wirbel »aufrollt«; dadurch wird der Wirbelkern einerseits noch mehr
an die Kante des Flügels, aber gleichzeitig auch nach oben von dem Flügel weg verlagert.
Schließlich, bei genügend hohen Blasdrücken, löst sich der Wirbelkern von dem Flügel
ab, indem er sich weiter nach vorwärts und nach oben bewegt. Diese Bewegung des
Wirbelkernes nach oben und außen, die mit Zunahme des Blasimpulsfaktors Cu auftritt,
bedeutet, daß die Wirkung des stärkeren, an der Flügelvorderseite gebildeten Wirbels,
der durch das Blasen erzeugt wird, zurückgeht, da seine Höhe größer ist als die
Höhe eines Wirbels, der ohne Ausblasen an der Vorderkante entsteht, insbesondere
bei kleinem Flügelanstellwinkel; und die Bewegung des Wirbels nach außen verringert
den Anteil der Flügelfläche, über der sich der durch die Wirbel erzeugte Unterdruck
auswirkt. Infolgedessen nimmt die Zuwachsrate des Auftriebes bei konstantem und
zunehmendem Blasimpulsfaktor Cy ab. Anderseits bewegt sich der Wirbelkern nach innen,
wenn oc - oder genauer otIK, wobei K der Kotangens des Winkels der Flügelvorderkante
gegenüber der Querachse des Flugzeuges ist - ansteigt, so daß derWert von
Cu, bei dem das VerhältnisACLB/CIU sich abflacht, in Richtung auf höhere Cy-Würte
verschoben wird. Daraus ergibt sich als Bedingung für die größte vorteilhafte Auswirkung
des Ausblasens auf das Verhältnis A CLBICu: kleiner Wert von Cy, um
die Verlagerung des Wirbels in Spannweitenrichtung zu verringern, und größter Wert
otIK, um die Änderung der Wirbelhöhe, die durch das Ausblasen bedingt ist, klein
zu halten.
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Die beim Ausblasen aus allen Kanten des Flügels erhaltenen Resultate
zeigten, daß der größte Anteil der Auftriebssteigerung, die durch das Ausblasen
erreicht werden kann, an der Flügelvorderkante erzielbar ist und daß die Auftriebssteigerung
durch das Ausblasen an der Seitenkante und der rückwärtigen oder Ablaufkante des
Flügels verhältnismäßig klein ist. Weiter ergab sich aus einfachen theoretischen
überlegungen, daß es zur Aufrechterhaltung einer »konischen« Strömung über dem Flügelmodell
bei Ausblasen aus der Vorderkante des Flügels notwendig war, den Impuls der ausgeblasenen
Luft längs der gepfeilten Außenkante von einem Wert Null an der vorderen Spitze
de§ Flügels aus stetig zu erhöhen.
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Die F i g. 5 zeigt die Auftriebszunahme durch Ausblasen aus,
der Vorderkante des Flügels durch einen Schlitz, der sich keilförmig in Richtung
von der vorderen Flügelspitze aus erweitert.
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Die Luftschicht wurde senkrecht zu der vorderen Randkante und in der
Ebene der Flügelkante ausgeblasen. Ein Vergleich mit F i g. 3 zeigt, daß
die Auftriebzunahme bei einem gegebenen Wert von C
vergrößert wird, insbesondere
bei kleinen Cu-Werten. Bei großen Cu-Werten (Cu ungefähr 0,5) ist der Gewinn
nur gering, da Cß sich auf den gesamten Impuls der ausgeblasenen Luft bezieht, während
die Wirbelbewegung oder -verlagerung von dem örtlichen Cy-Wert abhängt, der für
einen gesamten C,u-Wert beim alleinigen Ausblasen aus der Vorderkante dort größer
ist (da in diesem Falle aus den Flügelseiten und Ablaufkanten keine Luft ausgeblasen,
wird).
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Die F i g. 6 bis 11 zeigen die Wirkung von gelenkten
Strahlschichten, die kleine Cu-Werte haben, in Rückwärtsrichtung in bezug auf das
Flügelmodell, und zwar für unterschiedliche Winkel (9, den von einer senkrecht
zur Flügelvorderkante Regenden Richtung nach rückwärts »geschwenkten« Ausstoßwinkel.
Die Messungen wurden für eine Reihe von Flügelanstellwinkeln bei jeweils gleichgehaltenem
Wert von 0 durchgeführt. Die Auftriebszunahme mit Zunahme von CM ist
für x= 0 im wesentlichen linear bis zu Cg-Werten von wenigstens
0,03. Die vorteilhafte Wirkung der Erhöhung von a (oder otIK) ist deutlich
erkennbar. Abgesehen von einem 0-Wert gleich 60' (F i g. 9), bei dem
die Blasluftverteilung mangelhaft war, ist die Wirkung der Vergrößerung von e bis
zu einem Wert von e gleich 701 verhältnismäßig gering. Bei 0 gleich
80' (F i g. 11) jedoch zeigt sich beim Ausblasen über die gesamte
Länge der Flügelvorderkante ein deutlich merkbares Ab-
fallen des Auftriebes
bei einem gegebenen Wert von Cy. Dieses Ergebnis wurde überprüft und darauf zurückgeführt,
daß die ausgeblasene Luftschicht auf Grund des Coanda-Effekts an der Flügelvorderkante
»klebt«, anstatt in der ihr aufgezwungenen Strömungsrichtung weiterzuströmen, wie
dies bis zu einem 0-Wert von 701 der Fall war. Dieser Coanda-Effekt verzögert
das »Aufrollen« der ausgeblasenen Luftschichten und verkleinert infolgedessen die
Stärke der Wirbel an der vorderen Flügelkante. Um diesen unerwünschten Effekt bei
einem Ausblasen aus der Flügelvorderkante unter einem Schrägwinkel von
0 gleich 801 zu verringern, wurde das Ausblasen auf einen Abschnitt
des Ausblasschlitzes beschränkt, der in der Nähe der vorderen Flügelspitze des Flügelmodells
liegt, d. h. aus einem Schlitz, der sich von einem 121,46 mrn von der Spitze
entfernten Punkt bis zu einem zweiten Punkt erstreckt, der 289,56 mm von
der Spitze entfernt war. Der Cß-Bereich war wegen des kleineren Schlitzquerschnittes
(kleinerer Luftdurchsatz) ganz wesentlich verringert, aber die erhaltenen Ergebnisse,
die in Fig. 12 veranschaulicht
sind, zeigen eine wesentliche, Verbesserung
gegenüber den Ergebnissen beim Ausblasen über die volle Länge der Flügelvorderkante
(F i g. 11), insbe, sondere bei höheren Flügelanstellwinkeln.
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Das Auftriebszuwachsverhältnis JCLBIC A in
Ab-
hängigkeit von dein Neigungswinkel 0 (Winkel gegenüber einer Senk-rechten
zur Flügelvorderkante) ist in F i g. 13 für einen Cy-Wert von 0,01
aufgetragen, wie er näherungsweise dem Wert beim Reiseflug entspricht. Diese graphische
Darstellung zeigt deutlich, daß die Auswirkung einer Erhöhung des Winkels
0
bis herauf zu (9-Werten von 700 gering ist, daß sie aber bei höheren
0-Werten sich sehr nachteilig bemerkbar macht, da bei diesen Werten die Strahlschicht
anfänglich an der Flügelvorderkante »klebt«. Es wurde auch das Problem des Luftwiderstandes
untersucht. In der F i g, 14 wurde der Luftwiderstand (CDB) über dem Auftrieb
(CL) aufgetragen, wobei aus sämtlichen Flügelkanten Luft ausgeblasen wurde. Die
Messungen wurden für Cg-Werte von 0
und 0,178 durchgeführt. Die Darstellung
zeigt, daß das Luftausblasen den Luftwiderstand bei kleinen Flügelanstellwinkeln
wegen einer kleinen Gegenschubkomponente des ausgeblaseilen Schichtstrahles etwas
erhöht, daß aber der Luftwiderstand bei höheren Auftriebswerten infolge einer Verringerung
des vom Auftrieb abhängigen Widerstandes abnimmt.
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Beim Ausblasen und gleichbleibendem Austellwinkel setzt sich der Luftwiderstand
aus vier Anteilen zusammen: CDB = CDO - CM - COS
(110' - e) - COS ly + A CLB'tg OC + A
CD -
Das, erste Glied der rechten Seite dieser Gleichung ist der Luftwiderstand
CD 9 ohne Ausblasen, Das zweite Glied ist die direkte Vorwärtsschubkomponente,
die sich infolge des Ausblasens des nach rückwärts geneigten Schichtstrahles aus
der Vorderkante des Flügels ergibt, Das dritte Glied ist die Erhöhung des induzierten
Luftwiderstandes, der durch die Steigerung der Auftriebskraft bedingt ist, und das
letzte Glied ist ein kleiner negativer Widerstand oder Vorwärtsschub, der dadurch
entsteht, daß der erhöhte Auftrieb - der durch das Ausblasen entsteht
- bei seiner Einwirkung auf den vorderen Teil des Flügels dort Saugkräfte
erzeugt, die sich an den nach vom gerichteten Flächenteilen auswirken.
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Der Wert des ersten Gliedes läßt sich aus F i g. 14 ermitteln,
und die Werte des zweiten und dritten Gliedes können leicht berechnet werden; das
restliche Glied, das tatsächlich eine Verkleinerung des »induzierten« Luftwiderstandes
darstellt, wurde seinerseits berechnet und in der Form _A CD1CL
über A CLB in den F i g. 15 bis 18 für Werte des Anstellwinkels
von 5, 10, 15, 201 und Werte von (9 von 0, 20,
50,
60, 70 und 80' aufgetragen. Die Beträge der Werte -ACD sind
klein, und die Meßergebnisse weisen eine große Streuung auf. Im allgemeinen läßt
sich jedoch aus den Messungen schließen, daß das Verhältnis A CD1CL
Mit 0 zunimmt. Die Ergebnisse für 0
gleich 801 (F ig.
16, 17 und 18) sind jedoch wahrscheinlich weniger zuverlässig als
die anderen.
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Schließlich zeigt die F i g, 19 ein graphisches, Schaubild,
das die Verteilung des Blasimpulses längs der Vorderkante des Flügelmodells veranschaulicht.
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Um ein anschauliches Bild von der durch die vorliegende Erfindung
erreichbaren Verbesserung der Eigenschaften eines Flugzeuges mit stark gepfeilten
Flügeln zu geben, wird nunmehr ein Vergleich zwischen einem Überschallflugzeug üblicher
Form und einem derartigen Flugzeug gemäß der Erfindung durchgeführt, wobei vorausgesetzt
ist, daß beide Flugzeuge gleiche Abmessungen und Gewichte haben.
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Das -übliche Überschallflugzeug mit im hinteren Teil angeordnetem
Strahlantrieb hat ein Bruttogewicht von etwa 140 000 kg und einen höchsten
Gesamtschub von 45 000 kg. Für den Vers-ach wurde vorausgesetzt, daß der
Flügelanstellwinkel gleich 41 und das Verhältnis zwischen Auftrieb und Luftwiderstand
8 beträgt (CL = 0,1; CD = 0,0125).
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Das erfindungsgemäß ausgebildete Flugzeug hat die gleiche Gestalt,
es hat aber Strahltriebwerke, die in der Nähe der Flugzeugnase eingebaut sind. Die
von den Strahltriebwerken ausgestoßenen Gase werden in Form einer Gasschirht aus
Flachdüsen (»Fischschw?nzdilsen«) ausgestoßen, die an der Vorderkante des Flügels
in der Nähe der vorderen Flügelspitze angeordnet sind. Die Gasschicht wird in der
Flügelebene, aber unter einem nach rückwärts geneigten Winkel von 15' zur
Mittellinie des Flugzeuges ausgeblasen.
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Für Reiseflug wird angenommen, daß das Verhältnis der durch
das Blasen bedingt-en Auftriebssteigerung zu dem Blasünpulsfaktor gleich
1,0 ist und daß infolgedessen für den gleichen Auftriebs-Kennwert (CL=0,1)
der Flügelanstellwinkel verringert wird, wodurch eine Verringerung des vom Auftrieb
abhängigen Luftwiderstandes gegeben ist.
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Unter diesen Bedingungen läßt sich zeigen, daß ein Schub von nur 90%
des Schubes bei dem üblichen Flugzeug für das gemäß der Erfindung ausgeführte und
mit einem Anstellwinkel von 3,31 fliegende Flugzeug notwendig ist und daß
das Auftrieb-Widerstands-Verhältnis auf einen Wert von 8,97 erhöht wird,
was eine Steigerung von genau 1211/o ohne Berücksichtigung der weiteren Möglichkeit
einer entsprechenden Verminderung des Brennstoff- und des Triebwerkgewichtes ergibt.
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Bei Starten ist wegen des größeren Flügelanstellwinkels, der
151 ist, die Lufttriebserhöhung infolge Ausblasen/Blasimpulsfaktor größer
als beim Reiseflug. Für den Flügel eines -üblichen Flugzeuges wird angenornTnen,daß
sich bei diesem Anstellwinkel ein Auftriebsfaktor von 0,5 ergibt, während
bei einem erfindungsgemäß ausgebildeten Flugzeug der Auftriebsfaktor bei einem Blasimpulsfaktor
von 0,195
gleich 0,65 ist. Infolgedessen kann die Startgeschwindigkeit
eines erfindungsgemäßen Flugzeuges um ungefähr 1211/o verkleinert werden.
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Beim Landen erreicht der Auftriebsfaktor eines erfindungsgemäßen Flugzeuges
bei einem Blasimpulsfaktor von 0,417 einen Wert von 0,79, was einer Verringerung
der Landegeschwindigkeit von 2011/o entspricht.
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Aus dem obigen Vergleich ist ersichtlich, daß die Anwendung der Erfindung
bei Überschallflugzeugen wertvolle Vorteile, beim Reiseflug sowie beim Startverhalten
und besonders große Vorteile beim Landeverhalten ergibt, das in vielen Fällen einen
entscheidenden Einfluß auf die derzeitige Auslegung von solchen Flugzeugen hat,
Weiterhin ist ein erfindungsgemäß ausgeführtes Flugzeug ganz wesentlich leiser als
ein übliches Flugzeug mit vergleichbaren Ab-
messungen und
Vorschubkräften; eine Geräuschverringerung von ungefähr 10 Dezibel dürfte
erreichbar sein.
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Die wesentliche Tatsache, die sich aus den Meßergebnissen ergibt,
ist darin zu sehen, daß die Werte der Größe ACD immer negativ sind; das bedeutet,
daß diese Größe eine kleine Erhöhung des Schubes über denjenigen hinaus liefert,
der sich durch die direkte Vortriebsschubkomponente des ausgeblasenen Luftstromes
ergibt. Bei einem Flugzeug, das nach seiner Auslegung die volle Strahltriebwerkleistung
zum Ausblasen einer Gasschicht an der vorderseitigen odßr äußeren Flügelkante ausnutzt,
bringt dies einen weiteren Zuwachs des Verhältnisses von Auftrieb zu Luftwiderstand,
ganz unabhängig Von offensichtlichen Vorteilen, die durch einen geringeren induzierten
Luftwiderstand bei einem gegebenen Auftriebskoeffizienten bedingt sind, Die Versuchsergebnisse
zeigen ferner, daß die Anwendung sehr spitz gepfeilter Flügel und ein vollständiges
Ausblasen der Triebwerksstrahlluft in den vorderen oder äußeren Kanten des Flugzeuges
zu M
ganz erheblichen Gewinnen beim Druckauftrieb bei nur kleinem oder gar
keinem direkten Vorschubverlust führen kann, zumindest bei Flugzeuggeschwindigkeiten
bis Mach 2.
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Einige Ausführungsbeispiele von Flugzeugen, in denen diese Tatsachen
berücksichtigt sind, werden nunmehr erläutert.
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Die F i g. 20 bis 25 zeigen ein Flugzeug mit einem Flügel
1 von niedrigem Seitenverhältnis und zumindest sehr angenäherter Dreieckgrundrißform
sowie sehr spitz gepfeilten Vorderkanten 2. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist der
Kantenwinkel gegenüber der Querachse des Flugzeuges ungefähr 801. Das Flugzeug
wird durch eine größere Zahl von Gasturbinenstrahltriebwerken 3 angetrieben,
vorzugsweise Triebwerken der Abzapfbauart oder mit besonderen Kompressoreinheiten,
die längs jeder der beiden Flügelvorderränder gleichmäßig verteilt sind. Diese Triebwerke
saugen die Luft durch langgestreckte Einlässe 4 in der oberseitigen Fläche des Flügels
ein und stoßen ihre Gasstrahlen gemeinsam in Form langgestreckter dünner Strahlschichten
durch ebenfalls langgestreckte Ausblasöffnungen 5 aus. Die Ausblasöffnungen
5 sind durch Lippen 5A begrenzt, die sich längs der vorderseitigen
Kanten der Flügel erstrecken, Wie man in F i g. 22 erkennt, sind die Strahltriebwerke
gegenüber der Längsmittellinie X-X des Flugze#iiges. derart geneigt angeordnet,
daß sie die Sfrghlschichten in bezug auf die Flugrichtung nach rückwärts (wie durch
die Pfeile A angegeben) und gleichzeitig nach außen (wie durch den ]Pfeil
B ange,geben) ausblasen. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird die Strahlschicht mit
ein#in. schräg nach rückwärts geneigten Strömungswinkel von ungefähr 300
gegenüber der Flügelvordorkante ausgeblasen, Nach den F i g. 23 und 24 ist
in der Nähe jeder Flügelvorderkante ein langgestreckter Schlitzkana16 vorgesehen,
der den Flügel im Bereich seines äußeren Randes durchdringt und den an der Flügeloberseite.
vorgesehenen langgestreckten Einlaß 4 mit der Ausblasöffnung 5 verbindet.
Die Strahltriebwerke 3 sind etwa achsparallel zueinander in diesem Schlitzkanal
angeordnet. Bei diesem Ausführungsbeispi#I sind die Strahltriebwerke 3 und
die Ausblasöffnungen 5 derart ausgebildet, daß die Strahlschicht
A mit einer gegenüber der horizontalen Ebene Y-Y des Flugzeugflügels abwärts
gerichteten Komponente ausgeblasen wird, wobei diese Abwärtskomponente zu den bereits
oben erwähnten rückwärts und auswärts gerichteten Komponenten hinzukommt, die sich
aus der schrägen Anordnung der Strahltriebwerke ergeben.
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Die Strahltriebwerke sind innerhalb des langgestreckten Schlitzkanals,
6 mit gegenseitigem Abstand angeordnet und induzieren durch Ejektorwirkung
einen zusätzlichen Luftstrom um die Triebwerke herum und in den Zwischenräumen zwischen
diesen Triebwerken; dieser zusätzliche Luftstrom wird zusammen mit den Gasströmen
der Triebwerke durch die langgestreckte Ausblasöffnung 5 ausgeblasen.
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Beim Reiseflug erzeugen die nach r äckwärts gerichteten Komponenten
der ausgeblasenen Triebwerksgasstrahlen und der Luft den gesamten Vortrieb für das
Flugzeug. Die nach außen und nach abwärts, gerichteten Komponenten erzeugen, verstärken
oder begünstigen die, Schichtwirbel, die an den stark gepfeilten vorderen Flügelkanten
erzeugt und von ihnen abgelöst werden; dadurch, daß sie diese Schichtwirbel nach
außen drückf"n, erhöhen sie das effektive Seitenverhältnis des Flügels, so daß der
induzierte Luftwiderstandsfaktor verringert wird. Auf diese Weise wird ein Kombinationseffekt
zwischen Strahltriebwerk und Flügel erzielt, wobei der Triebwerksstrahl
- oder die Triebwerksstrahlen -
gleichzeitig mit der Lieferung des
VorwärtsschubQs die aerodynamischen Eigenschaften des Flügels im günstigen Sinne
ändern.
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Die, äußere Wand des Schlitzkanals 6 wird von einem festen
Wandtei17 und einer vorflügelartigen Klappe 8 gebildet, die längs der in
F i g. 23 (in ler ein Teil der Vorflügelklappe weggebrochen ist) erkennbaren
Zickzacklinie, 9 trennbar sind. Die, Triebwerke 3 sind an der Vorflügelklappe
durch Halterungen 10 festgelegt, und die, Klappe ist 4n geeigneten Trägem
in F i g. 23 nicht dargestellt) schwenkbar gelagert, so daß sie um eine Achse
oder Wolle 11
gedreht werden kann, die in Längsrichtung des festen Randes
der Ausblasöffnung 5 verläuft. Für das Starten und Landen wird die Vorflügelklappe
8 zusammen mit den Triebwerken 3 in die aus F i g. 25 erkennbare
Lage geschwenkt, so daS die Strahlschicht nach unten ausgeblasen wird und einen
nach oben gerichteten Schub ergibt, Durch die Schwenkbewegung der Vorflügelklappe
öffnet sich ein Hilfseinlaß 12 zwischen der Klappe und dem festen Wandteil
7;
durch diesen zusätzlichen Einlaß strömt ein von den Triebwerken durch Ejektorwirkung
induzierter weiterer Luftstrom hindurch, der nach unten zusammen mit den Gasstrahlen
der Triebwerke. durch die Ausblasöffnung 5 ausgeblasen wird. Auf diese Weise
erhält man einen wesentlich verstärkten Vertikalschub, während Geräusch und Bodenerosion
verringert werden.
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In der Nähe der Ausblasöffnung 5 sind schwenkbare Leitflüoel
oder flache Klappen 13 angeordnet; jeder Leitflügel ist um seine Längsachse
schwenkbar gelagert. Beim Reiseflug werden die Leitflüg61 - wie dies F i
g. 23 zeigt - parallel zu den nach rückwärts und auswärts gerichteten
Gasstrahlen der Triebwerke eingestellt; sie wirken dabei jeder Neigung der Gasstrahlen
zum Austreten unter etwa rechtem Winkel aus der vorderseitigen Flügelkante entgegen
und tragen dazu bei, daß diese Gasstrahleri schräg aus der Kante austreten. Beim
Starten und
Landen können die Leitflügel um ihre Schwenkachsen so
geschwenkt werden, daß sie die Gasstrahlen zu Steuerzwecken nach vorwärts oder nach
rückwärts richten. Wahlweise oder zusätzlich zu den oben beschriebenen Maßnahmen
können einige oder alle Strahltriebwerke 3 um Querachsen, wie 14, für den
gleichen Zweck schwenkbar sein. Die Leitflügel 13 schwenken zusammen mit
der Vorflügehdappe 8
um die Welle 11 und können die Halterung für die Vorflügelklappe
bilden, welche diese Klappe mit dem Hauptteil des Flügels verbindet.
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Der Einlaß 4 des Schlitzkanals 6 ist mit Strömungsteilern
15 versehen, welche den festen Wandteil 7 an dem Hauptteil des Flügels
festlegen. Diese Strömungsteiler erstrecken sich parallel zu den Längsachsen der
Strahltriebwerke 3, wenn diese sich in ihrer Reiseflugstellung befinden,
so daß sie die zusätzliche Luftströmung um die Strahltriebwerke herum und zwischen
diesen nicht behindern.
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Die F i g. 26 zeigt eine abweichende Ausbildung des soeben
beschriebenen Ausführungsbeispiels; einander entsprechende Teile sind mit gleichen
Bezugszeichen bezeichnet. In dieser Ausführung sind die Strahltriebwerke
3 in dem langgestreckten Schlitzkanal 6 zwischen den Hauptteil des
Flügels und dem festen Wandteil 7 angeordnet, statt an die Vorflügelklappen
8 angebaut zu sein. Beim Reiseflug stoßen die Triebwerke ihre Gasstrahlen
in Form einer Schicht A aus, die nach rückwärts, nach außen und gleichzeitig abwärts
gerichtet ist, wie in dem vorher beschriebenen Ausführungsbeispiel; die Triebwerkgasstrahlen
werden durch den Luftstrom verstärkt, der um die Triebwerke und zwischen den Triebwerken
durch den Kanal 6 hindurchströmt. Wie zuvor kann die Vorflügelklappe
8 zum Starten und Landen um die Schwenkwelle 11 in eine mit gestrichelten
Linien dargestellte Stellung geschwenkt werden; dann induzieren die Strahltriebwerke
3 eine zusätzliche Strömung durch den weiteren Einlaß 12 zwischen der Klappe
8 und dem festen Wandteil 7.
Die Steuerung kann durch entsprechendes
Schwenken der Leitflügel 13 erfolgen.
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In dem Ausführungsbeispiel nach den F i g. 27
und
28 (in denen ebenfalls einander entsprechende Bauteile mit den gleichen Bezugszeichen
wie vorher bezeichnet sind) sind die Strahltriebwerke 3 wiederum in dem lauggestreckten
Schlitzkanal 6 an der festen Konstruktion des Flügels festgelegt. Das Flugzeug
enthält weiterhin Reihen von Gebläseeinheiten 16,
die mit ihren Achsen im
wesentlichen vertikal im Bereich der Vorderkante des Flügels angeordnet sind. Diese
Gebläse werden von dem festen Wandteil 7 getragen, und beim Reiseflug sind
sie durch die, Vorflügelklappe 8 abgedeckt. Jede Gebläseeinheit
16 hat ein Rotor, der eine Reihe von umlaufenden Kompressorschaufeln und
eine Reihe von Turbinenschaufeln trägt, welche an den äußeren Enden der Kompressorschaufeln
sitzen. Außerdem weist die Einheit einen gebogenen Einströmkanal auf, über den ein
Arbeitsströmungsmedium zu den äußeren Turbinenschaufeln geleitet wird. Derartige
Gebläseeinheiten sind in der britischen Patentschrift 811840 beschrieben.
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Jedes Triebwerk 3 hat einen Anzapfauslaß 17,
durch den
auf überdruck gebrachte Luft oder Verbrennungsgase einer gemeinsamen Verteilerleitung
18 zugeführt werden, die sich längs der Vorderkante des Flügels erstreckt
und von der das unter Druck stehende Arbeitsmedium über Abzweigleitungen
19
den Einlässen der Gebläseeinheiten 16 zugeführt wird.
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Beim Reiseflug sind die Anzapfauslässe 17 geschlossen (durch
Klappen, Ventile od. dgl.), und die Gebläse arbeiten nicht. Wie zuvor beschrieben,
stoßen die Strahltriebwerke ihre Gasstrahlen als nach rückwärts, nach außen und
nach unten gerichtete Strahlschichten A aus. Bei diesem Ausführungsbeispiel
ist jedoch der Einlaß des langgestreckten Schlitzkanals 6 durch Trennwände
20 unterteilt, welche einzelne Einlässe 21 für die Strahltriebwerke 3 gegeneinander
abteilen, so daß kein zusätzlicher Luftstrom zwischen den und um die Triebwerke
vorhanden ist. Zum Starten und Landen wird die Vorflügelklappe 8
in die mit
gestrichelten Linien in F i g. 28 dargestellte Stellung bewegt, wobei sie
den zusätzlichen Einlaß 12 öffnet, während die Abschlußorgane in den Anzapfauslässen
17 geöffnet werden, so daß ein Arbeitsströmungsmedium über die Verteilerleitung
18 und die Zweigleitungen 19 den Gebläsen 16 für deren Antrieb
zugeführt wird. Die Gebläse saugen Luft durch den zusätzlichen Einlaß 12 ein und
drücken verdichtete Luft vertikal nach unten, um einen weiteren Auftriebschub zusätzlich
zu dem Auftriebschub zu erzeugen, der durch die nach unten abgelenkten Gasaustrittsstrahlen
der Triebwerke erzeugt wird. Die Gebläse, und Triebwerke induzieren auch noch eine
weitere Zusatzluftströmung durch Ejektorwirkung, dieser zusätzliche Luftstrom strömt
durch den Zusatzeinlaß 12 rundum sowie zwischen den Gebläsen hindurch.
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Die F i g. 29, 30 und 31 zeigen eine etwas abweichende
Ausführungform der Erfindung. Wie zuvor hat das Flugzeug einen Flügel
1, der zunündest näherungsweise eine sehr schmale Dreiecksform hat; an jeder
der vorderen Kanten 2 dieses Flügels, die sehr spitz gepfeilt sind, ist ein Längsschlitzkanal
6
vorgesehen, der sich zwischen einem Einlaß 4 an der Oberseite des Flügels
und einer Ausblasöffnung 5 in der vorderseitigen Flügelkante erstreckt. Die
äußere Wand des Schlitzkanals 6 besteht aus einem festen Wandteil
7 und einer VorfLügelklappe 8, die um eine Welle 11 geschwenkt
werden kann, welche längs des Randes der Ausblasöffnung 5 verläuft, die ihrerseits
mit Leitschaufeln 13 versehen ist. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird das
Flugzeug von zwei Gruppen von Gasturbinenstrahltriebwerken 31, 31A angetrieben,
welche derart ausgebildet sind, daß sie Luft durch an der Frontseite des Flugzeuges
angeordnete Einlässe 32 einsaugen, die speziell für einen guten Lufteintritt
bei überschaUgeschwindigkeiten ausgelegt sind. Die Triebwerke 31, 31A stehen
miteinander in Verbindung und blasen ihre Auspuffgase in gemeinsame Verteüerleitungen33A
bzw. 33B hinein, die innerhalb fester Wandteile17 längs des vorderen Randes des
Flügels verlegt sind und eine Reihe von Ejqktordüsen 34 innerhalb des Schlitzkanals
6 speisen.
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Der Schlitzkanal 6 ist durch eine Reihe von schräg angeordneten
Strömungsteilem 35 unterteilt, und die Ejektordüsen sind so angeordnet, daß
die aus ihnen austretenden Strahlen parallel zu den Strömungsteüern 35 sind;
die Ejektoren induzieren einen Luftstrom durch den Schlitzkanal, und die Anordnung
der Ejektordüsenströraungsteiler sowie der Ausblasöffnung 5 und der Schaufeln
13 ist derart, daß ein Vortriebsgasstrahl als eine nach rückwärts, auswärts
md
abwärts gerichtete Strahlschicht A ausgestoßty., wird, welche die oben beschriebenen
Wirkungen ergibt. Zum Starten und Landen kann die VoAügelklappe 8 in diejenige
Stellung geschwenkt werden, die mit gestrichelten Linien in der F i g. 31
dargestellt ist, so daß ein zusätzlicher Luftstrom durch den Zusatzeinlaß 12 eingesaugt
und mitgerissen wird, Bei den Ausführungsbeispielen, die im Zusammenhang mit den
F i g. 20 bis 31 beschrieben wurden, werden die Gasstrahlen stets
mit einer nach abwärts gerichteten Bewegungskomponente ausgestoßen oder ausgeblasen.
Bei gewissen Anwendungsarten jedoch kann die Ausbildung des Schlitzkanals und der
Triebwerke derart sein, daß diese Ausblasstrahlen horizontal in der Ebene des Flügels
ausgeblasen werden, die der Stellung des Flügels beim Reiseflug entspricht. Eine
Ablenkung nach unten kann vorgenommen werden, wenn das Flugzeug beispielsweise startet,
landet oder steigt.
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Die F i g. 32 und 33 zeigen ein Flugzeug, das einen
Flügel 41 aufweist, der angenähert eine schmale Dreiecksforin hati an jeder der
stark gepfellten Vorderkanten 42 ist eine langgestreckte Ausblasöffnung 43 vorgesehen,
welche durch Lippen 44 begrenzt ist, die sich über den größeren Abschnitt der Länge
der Flügelvorderkante, erstrecken. Das Flugzeug wird durch Gruppen von Strahltriebwerken
45 A
und 45 B angetrieben, die in der Nähe der Nase 46 des Flugzeuges
angeordnet und so ausgebildet sind, daß sie Luft durch an der Stirnseite des Flugzeuges
vorgesehene Einlässe 41 einsaugen. Jede Gruppe der Triebwerke 45A und 45B ist in
sich derart ausgelegt, daß die ausgestoßenen Gasstrahlen der Triebwerke jeder Gruppe
in eine gemeinsame Verteilunggleitung 48A bzw. 48B geleitet werden, welche mit einem
der Ausblasschlitze 43 in Verbindung steht; wie die F i g. 33 zeigt, hat
der Schlitz 43 insgesamt einen, unveränderlichen Querschnitt, der Schlitz nimmt
aber an Breite von einem vorderen Punkt bis zu einem rückwärtigen Punkt am Flügel
stetig ab. In den Verteilerleitungen 48 A und 48B sind schwenkbare Klappen oder
Schaufeln 49 vorgesehen, die durch Veränderung ihrer Winkellage eine Steuerung des
Ausblaswinkels der Gasströme durch den Ausblasschlitz 43 gestatten.
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Im Betrieb liefern die Strahltriebwerke jeder der Gruppen 45A und
45B ihre zusammengefaßten Gasstrahlen in die Verteilerleitungen 48 A bzw. 48B, aus
denen die Gase zu den schlitzförmigen Ausblasöffnungen 43 geleitet werden. Die Strahlschichten,
die aus den ausgestoßenen Gasen der Triebwerke gebildet werden, treten aus den Schlitzen
43 in einer relativ zu der Mittellinie X-X des Flugzeuges nach außen führenden Richtung
aus und liegen in der Ebene des Flügels, um das Ablösen von Wirbelschichten zur
Verbesserung des Auftriebes zu begüstigen; sie haben eine in bezug auf die durch
den Pfeil B bezeichnete Flugrichtung rückwärts gerichtete Komponente, die einen
Vortriebsschub ergibt.
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Während des Startens sind die Leitschaufeln 49 in einer Stellung,
die durch die gestrichelte Linie 50
veranschaulicht ist; in dieser Stellung
leiten sie die Strahlschichten in der Hauptsache nach außen mit einer nach abwärts
gerichteten Komponente, um das Maximum an Auftrieb in Verbindung mit einer vergleichsweise
kleinen Rückwärtskomponente für den Vorwärtsschub bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten
zu erzielen. Während des normalen Reisefluges und eines Fluges mit hoher Geschwindigkeit
werden die Schaufeln 49 so eingestellt, wie dies die gestricheltell Linien
51 zeigen, wobei die Strahlschicht wiederum nach außen und in der Ebene des
Flügels ausgeblasen wird, aber mit einer ganz wesentlich größeren rückwärts gerichteten
Schuberzeugungskomponente für zusätzlichen Vortrieb. Die jeweilige Stärke der Strahlschicht,
die aus der Ausblasöffnung ausströmt, wird durch den stetig abnehmenden Querschnitt
der schlitzartigen Ausblasöffnung bestimmt bzw. den Erfordernissen angepaßt.
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Längs jeder der geneigten bzw. gepfeilten Ränder des Tragflügels können
schwenkbare Klappen derart angeordnet sein, daß die Strahlschicht über den Klappen
ausgeblasen wird. Die Klappen können entweder gemeinsam oder einzeln nach abwärts
oder aufwärts geschwenkt werden, so daß die Strahlschicht an dem gepfeilten Rand
mit einer nach abwärts oder aufwärts gerichteten Komponente ausgeblasen wird. In
dieser Art Art kann die Erfindung bei Flugzeugen angewendet werden, die vertikal
starten und landen.
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Die Ausblasöffnungen 43 können sich längs eines Teiles der vorderseitigen
Randkante des Flugzeugflügels erstrecken oder längs der gesamten Länge dieses Randes.
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Bei einer wahlweisen Ausführungsform stoßen die Gruppen von Strahltriebwerken45A,
45B ihre Strahlgase in eine gemeinsame Verteilerleitung aus, welche mit den öffnungen43
in Verbindung steht, welche sich längs beider vorderseitigen Ränder der Flügel erstrecken.
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Es kann auch jede Gruppe von Triebwerken 45A, 45B derart ausgelegt
sein, daß sie an Leitungen ana S Cä chlossen ist, über welche die ausströmenden
Gase unterschiedlichen Abschnitten jeder der Ausblasöffnungen 43 zugeleitet werden.
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Ein wesentliches Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht darin,
daß die Strahlschichten von den unter einem großen Winkel zur Querachse des Flugzeuges
geneigten Vorderkanten der Flügel- oder der sonstigen Auftriebskonstruktionsteile
mit nach außen und rückwärts gerichteten Strahlkomponenten ausgeblasen werden. Die
nach auswärts gerichteten Strahlkomponenten ergeben zwar einen Verlust in bezug
auf den Vorwärtsschub; es ist aber darauf aufmerksam zu machen, daß der
-diesen Schubverlust ausgleichende Gewinn, der durch die Verstärkung und
Ablösung der Schichtwirbel erreicht wird, dann erhalten werden kann, wenn der Neigungswinkel
der Vorderkante gegenüber der Querachse des Flugzeuges genügend groß ist. Insbesondere
muß beachtet werden, daß im Falle von nach vorwärts gepfeilten Vorderkanten die
nach rückwärts gerichtete Strahlkomponente der Strahlschicht durch den Neigungswinkel
der Flügelvorderkante gegenüber der Querachse des Flugzeuges und durch die Schwierigkeit
begrenzt ist, die sich dadurch ergibt, daß die Schicht an der vorderseitigen Flügelkante
unter einem spitzen Winkel nach rückwärts gerichtet austreten muß und nicht unter
einem rechten Winkel. Infolgedessen ist ein relativ großer Neigungswinkel der Flügelvorderkante
relativ zur Querachse des Flugzeuges unbedingt erforderlich.
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Das Geräusch, das ein erfindungsgemäßes Flugzeug erzeugt, wird unter
sämtlichen Betriebsbedingungen ganz wesentlich verringert, wenn man es mit dem Geräusch
eines Flugzeuges vergleicht, dessen Strahltriebwerke einen gleichen Schub dadurch
erzeugen,
daß sie ihre Strahlen durch bekannte Schubdüsen ausstoßen.
Diese ganz wesentliche Verringerung des Geräusches ist auf die schnelle Diffasion
der Vortriebsgase zurückzuführen, wenn diese als dünne Schicht ausgestoßen werden,
wie dies oben beschrieben ist; diese schnelle Diffusion ist aber nicht mit einem
nennenswerten Verlust an Schub verbunden.