DE2701482A1 - TANDEM WING PLANE - Google Patents
TANDEM WING PLANEInfo
- Publication number
- DE2701482A1 DE2701482A1 DE19772701482 DE2701482A DE2701482A1 DE 2701482 A1 DE2701482 A1 DE 2701482A1 DE 19772701482 DE19772701482 DE 19772701482 DE 2701482 A DE2701482 A DE 2701482A DE 2701482 A1 DE2701482 A1 DE 2701482A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- fuselage
- wings
- area
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Ceased
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/08—Aircraft not otherwise provided for having multiple wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/04—Aircraft not otherwise provided for having multiple fuselages or tail booms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Tires In General (AREA)
Description
270H82270H82
The Boeing Company, Seattle, Washington 9812^, U.St.A.The Boeing Company, Seattle, Washington 9812 ^, U.St.A.
Flugzeug mit TandemflügelanordnungPlane with T a ndemflügelanordnung
Die vorliegende Erfindung betrifft Konstruktionsgrundlagen für Luftfahrzeuge und insbesondere Flugzeuge mit Tandemflügelanordnungen, bei denen eine erste Tragfläche nahe dem vorderen Rumpfende und eine höhergelegene zweite Tragfläche am hinteren Rumpfende angeordnet sind.The present invention relates to aircraft design principles and particularly aircraft having tandem wing assemblies in which a first wing near the forward fuselage end and a higher second wing are arranged at the rear end of the fuselage.
Faet alle.modernen Düsenflugzeuge für den zivilen Flugverkehr weisen derzeit eine einzige Tragfloche auf, die von der Mitte des Rumpfes her nach beiden Seiten seitlich vorsteht. Derartige Flugzeuge sind m konstruiert und belastet, daB der Gesamtechuerpunkt des Flugzeuges unmittelbar vor dem aerodynamischen Auftriebsmittelpunkt der Tragfläche liegt, uie es die Stabilitätsbetrachtungen erfordern. Faet everyone. Modern jet aircraft for civil aviation currently have a single wing that protrudes laterally from the center of the fuselage to both sides. Such aircraft are constructed m and loaded, the DAB Gesamtechuerpunkt of the aircraft is located directly in front of the aerodynamic center of lift of the wing, it uie require stability considerations.
Im Flug wird das Flugzeug um die IMickachse durch eine Hecklast im Gleichge- In flight , the aircraft is lifted around the pivot axis by a tail load in the same direction.
709829/0384709829/0384
-1 - - 1 -
. c- . c-
wicht gehalten, die normalerweise abwärts gerichtet ist. Diese Hecklast wird durch einen Stabilisator bzw. eine waagerechte Heckfläche am hinteren Rumpfende erzeugt, der kleine, als Höhenruder bezeichnete Steuerflächen aufweist, weight , which is usually downward. This tail load is generated by a stabilizer or a horizontal tail surface at the rear end of the fuselage, which has small control surfaces known as elevators,
die die Größe und Richtung der Hecklast einstellen. Der von der Tragfläche erzeugte Auftrieb muß ausreichen, um nicht nur das Gesamtgewicht des Flugzeugs zu heben, sondern auch die abwärts wirkende Hecklast zu kompensieren. Denn |which adjust the size and direction of the stern load. The lift generated by the wing must be sufficient not only to support the total weight of the aircraft to lift, but also to compensate for the downward-acting rear load. Because |
solche Hecklasten groß sind, wie beispielsweise beim Start, verringert sich ' das zulässige Gesamtgewicht des Flugzeugs. In diesem Fall ist auch der aero- > dynamische Widerstand auf sowohl der Tragfläche als auch dem Flugzeugheck sehr hoch.such rear loads are large, such as at takeoff, is reduced ' the total weight of the aircraft. In this case the aero-> dynamic drag on both the wing and tail of the aircraft is very high high.
Bei solchen herkömmlichen Flugzeugen mit nur einer Tragfläche läßt der Rumpf sich in seiner Wirkung als aus zwei freitragenden Auslegern bestehend betrachten, von denen einer von der Tragfläche aus nach vorn und der andere nach hinten vorsteht. Aus diesem Grund treten die auf dem Rumpf lastenden maximalen Biegemomente nahe der Tragfläche im mittleren Rumpfbereich auf. Wie in der folgenden Diskussion ausführlicher erläutert werden wird, muß die Rumpfkonstruktion von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen normalerweise in diesem gleichen mittleren Rumpfbereich infolge der Notwendigkeit einer Rumpfprofilierung ("area ruling requirement") mit verringertem Durchmesser ausgeführt werden. Diese Durchmesserverringerung des Rumpfes wird heute für Überschallflugzeuge weitestgehend angewandt und ist als "Coke-bottling" (Einschnürung des Rumpfes in der Art einer Coca-Cola-Flasche) bekannt. Indem die maximale Belastung an der Stelle geringsten Querschnittsdurchmessers auftritt, muß man mit erheblichen Baugewichtsnachteilen fertigwerden. Bei Flugzeugen für den zivilen Luftverkehr führt diese Forderung auch zu ungünstigen Sitz- und Ganganordnungen; weiterhin ist der Einlenkraum für das Fahrwerk erheblich eingeschränkt und er-In such conventional aircraft with only one wing, the fuselage can consider themselves in their effect as consisting of two cantilevered arms, one of which protrudes from the wing to the front and the other to the rear. For this reason, the maximum load on the trunk occurs Bending moments near the wing in the central fuselage area. Like in the As will be explained in more detail below, the fuselage construction of high-speed aircraft must normally be in this same middle trunk area due to the need for trunk profiling ("area ruling requirement") with a reduced diameter. This reduction in the diameter of the fuselage is used today for supersonic aircraft widely used and is called "coke-bottling" (constriction of the trunk in the manner of a Coca-Cola bottle). By putting the maximum load on occurs at the point of smallest cross-sectional diameter, one has to deal with considerable disadvantages in terms of weight. In aircraft for civil aviation, this requirement also leads to unfavorable seating and aisle arrangements; furthermore, the turning space for the landing gear is considerably restricted and
709829/0384709829/0384
fordert zuweilen externe Zusatzverkleidungen.sometimes requires additional external cladding.
Bei solchen herkömmlichen Flugzeugen mit einziger Tragfläche läßt auch die Tragfläche sich in ihrer Wirkung als aus zwei Freiträgern bestehend betrachten, von denen jeweils einer in jeder Richtung vom Rumpf vorsteht. Die konstruktiven Biegemomente nehmen von einem Minimum an der Spitze zu einem Maximum an der Wurzel jeder Tragflächenhälfte schnell zu. Um den aerodynamischen Widerstand zu senken, sind Tragflächen mit in Vertikalrichtung dünnem Querschnitt und hohem Länge-Tiefe-Uerhältnis (Tragflächenlänge zur wirksamen durchschnitt-| liehen Profiltiefe) erwünscht. Derartig längere Tragflächen erzeugen jedoch ; auf die erwünschten dünnen Tragflächenprofile zu hohe Biegemomente. In den ver·*In such conventional single-wing aircraft, the The effect of the wing should be seen as consisting of two cantilever beams, one of which protrudes from the fuselage in each direction. The structural bending moments assume from a minimum at the tip to a maximum quickly to the root of each wing half. In order to reduce aerodynamic drag, aerofoils have a thin cross-section in the vertical direction and high length-depth ratio (wing length to effective average | borrowed tread depth) is desirable. However, such longer wings produce; too high bending moments on the desired thin wing profiles. In the ver * gangenen Jahren hat man mit erheblichem Aufwand nach optimalen Tragflächenpro-jIn the past few years, it took a lot of effort to find the optimal wing project
filen geforscht. Man hat "überkritische" und Profile mit "natürlicher laminarer Umströmung" entwickelt, um die Stoßwellenbildung geringzuhalten und eine laminare bzw. nichtturbulente Strömung über das Profil zu gewährleisten. Bei solchen Tragflöchengestaltungen liegen de aerodynamischen Mittelpunkte im Profil rückwärts versetzt (etwa Uo % Profiltiefe gegenüber etwa 3d % bei einem herkömmlichen Profil). Dieser Umstand erschwert das Problem der Ausgleichsheckbelastung weiter und erfordert, daß eine größere abwärts wirkende Hecklast aufgebracht wird.files researched. "Supercritical" and profiles with "natural laminar flow around" have been developed in order to keep the shock wave formation low and to ensure a laminar or non-turbulent flow over the profile. With such wing designs, the aerodynamic center points are offset backwards in the profile (about Uo % profile depth compared to about 3d% in a conventional profile). This further complicates the problem of counterbalancing tail loading and requires that a greater downward tail load be applied.
Bei herkömmlichen Flugzeugen mit einzelner Tragfläche erfolgt die Rollsteuerunt normalerweise durch Querruder, die in den AuBenbereichen der Tragfläche sitzen. Die Auftriebssteuerung erfolgt - beispielsweise beim Starten und Landen - durct Klappen, die aus den Hinterkanten (und teilweise auch Vorderkanten) der einwärts gelegenen Tragflächenteile vorstehen. Aus der Tragfläche aufwärts vorstehende Klappen ("spoilers") werden oft als Bremsen oder zur Auftriebsverringerung verwendet. Folglich ist die Tragfläche und insbesondere deren Abström-In conventional single-wing aircraft, roll control occurs usually by ailerons, which are located in the outer areas of the wing. The lift control takes place - for example when taking off and landing - by means of Flaps that protrude from the trailing edges (and partly also leading edges) of the inward wing parts. Flaps protruding upwards from the wing ("spoilers") are often used as brakes or to reduce lift. Consequently, the wing and in particular its outflow
709829/0384709829/0384
- ΚΙ - ΚΙ
kante mit primären und sekundären Steuerflächen überfüllt. Die waagerechte Heckflosse mit ihren Höhenrudern bewirkt normalerweise ausschließlich eine Nicksteuerung. Das Heckleitwerk und dessen Ruder bewirken normalerweise die Giersteuerung.edge crowded with primary and secondary control surfaces. The horizontal one Tail fin with its elevators normally only provides pitch control. The tail unit and its rudder usually do that Yaw control.
Infolge der Kompliziertheit moderner Luftfahrzeuge und der Anzahl ihrer Steuer·! flächen lassen sie sich immer weniger von Hand fliegen. Folglich hat man komplexe rechnergestützte Stabilisierungs- und Autopilotsysteme entwickelt, die j automatisch die Steuerflächen einstellen und die Belastung des Piloten verrin- ' gern. Aus Gründen der Sicherheit ist äußerst erwünscht, diese rechnergestützten Systeme redundant auszuführen, d.h. mehr als eines und vorzugsweise bis zu vier solcher Systeme einzusetzen, die voneinander vollständig unabhängig arbei· ten und jeweils in der Lage sind, das Flugzeug zu einem gewünschten Flugmanöver zu steuern. Eine solche hehrfach-Redundanz ist bei herkömmlichen Flugzeugen mit einer einzigen Tragfläche nur extrem schwierig, wenn überhaupt, zu erreichen. Der Raum, der für die Vielzahl von Steuerflächen, die man für eine solche Redundanz braucht, zur Verfugung steht, ist bereits aus dem Ansatz heraus beschränkt, und in einigen Fällen ist nur ein Bereich des Flugzeuges verfügbar, um das gewünschte Ausmaß der Steuerung zu erreichen (beispielsweise Stabilisator für die Nick- und das Heckleitwerk für die Giersteuerung).As a result of the complexity of modern aircraft and the number of their taxes ·! surfaces are less and less easy to fly by hand. As a result, complex computerized stabilization and autopilot systems have been developed which j automatically adjust the control surfaces and reduce the load on the pilot gladly. For security reasons it is highly desirable to have this computerized Executing systems redundantly, i.e. using more than one and preferably up to four such systems that work completely independently of each other ten and are each able to control the aircraft to a desired flight maneuver. Such multiple redundancy is found in conventional aircraft extremely difficult, if ever, to achieve with a single wing. The space that allows for the multitude of control surfaces that one for one such redundancy is available is already limited by the approach, and in some cases only a portion of the aircraft is available to achieve the desired level of control (e.g. stabilizer for the pitch and tail stabilizers for yaw control).
Es ist folglich ein allgemeines Ziel der vorliegenden Erfindung, eine Flugzeugkonfiguration anzugeben, bei der (1) eine abwärts wirkende, ein Gleichgewicht herstellende Hecklast nicht erforderlich ist, (2) der Rumpfdurchmesser im Rumpfmittenbereich, wenn eine Rumpfprofilierung erforderlich ist, nicht verringert zu werden braucht, (3) das konstruktive Gewicht des Rumpfes verringert werden kann, (*O das konstruktive Gewicht der Tragflächen geringer wird, (5) Tragflächenprofile mit höherem Länge-Tiefe-Verhältnis eingesetzt werden können, Accordingly, it is a general object of the present invention to provide an aircraft configuration in which (1) a downward balancing tail load is not required, (2) the fuselage center diameter does not need to be reduced when fuselage profiling is required , (3) the structural weight of the fuselage can be reduced, (* O the structural weight of the wings is lower, (5) wing profiles with a higher length-to-depth ratio can be used,
709829/0384709829/0384
um den aerodynamischen Widerstand zu verringern, (6) vor kurzem entwickelte superkritische und natürlich laminare Tragflächenprofile eingesetzt werden können, und man (7) eine Vielzahl von Flugsteuersystemen einsetzen kann, die jeweils unabhängig voneinander das Flugzeug steuern können und mit dieser Redundanz eine verbesserte Flugsicherheit zu erreichen gestatten.recently developed to reduce aerodynamic drag, (6) supercritical and naturally laminar wing profiles can be used, and (7) one can employ a variety of flight control systems, each can control the aircraft independently of one another and allow improved flight safety to be achieved with this redundancy.
t ;t;
t !t!
[ Diese und andere Ziele der vorliegenden Erfindung lassen sich erreichen mit ; einem Tandemflügel-Flugzeug mit einer nahe dem vorderen Ende des Rumpfes ange-i ordneten und unmittelbar an der Rumpfkonstruktion angebrachten unteren ersten [ These and other objects of the present invention can be achieved with ; a tandem wing aircraft with a lower first one arranged near the front end of the fuselage and attached directly to the fuselage structure
! Tragfläche. Eine höher liegende zweite Tragfläche ist über dem hinteren Ende ! Wing. A higher second wing is over the rear end
ι des Rumpfes über eine Strebenkonstruktion vom Rumpf aerodynamisch getrennt anj geordnet. Die Nick-Steuerung erfolgt, indem man den Auftrieb beider Tragflächer verringert and oder erhöht; eine abwärts wirkende Last ist jedoch nicht erforderlich. Die Spitzen der beiden Tragflächen sind vorzugsweise in Vertikalrichtung mindestens 25 % der minimalen Spannweite der beiden Tragflächen voneinander entfernt. Die beiden Tragflächen weisen normalerweise eine ähnliche, aber nicht unbedingt gleiche Spannweite und Fläche auf. Die Redundanz der Steuerbarkelt läßt sich leicht infolge der Verfügbarkeit und Lage der Steuerflächen auf der Streben- und Tragflächenkonstruktion erreichen. Tragflächen mit höherem Lange-Tiefe-Verhältnis lassen sich infolge der verringerten Biegemomente auf jeder Tragflache leicht einsetzen.The fuselage is arranged aerodynamically separated from the fuselage via a strut construction. The pitch control is done by reducing the buoyancy of both Tragflächer and or increased; however, a downward acting load is not required. The tips of the two wings are preferably at least 25 % of the minimum span of the two wings apart in the vertical direction. The two wings usually have a similar, but not necessarily the same, span and area. The redundancy of the control bar is easily achieved due to the availability and location of the control surfaces on the strut and wing structure. Wings with a higher length-to-depth ratio can easily be used on any wing due to the reduced bending moments.
Die Ziele und Merkmale der Erfindung lassen sich aus der folgenden Beschreibung der beigefügten Zeichnungen ausführlich ersehen.The objects and features of the invention will become more fully apparent from the following description of the accompanying drawings.
Fig. 1 ist ein Seitenriß einer der Ausführungsformen eines Flugzeuges mit Tandem-Tragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;Figure 1 is a side elevation view of one embodiment of an aircraft having a tandem wing assembly according to the present invention;
709829/0384709829/0384
zentrale Anordnung eines Triebwerks; Icentral arrangement of an engine; I.
ί j Fig. 6 ist eine Draufsicht eines Hochgeschwindigkeitsflugzeuga nach dem Stand Fig. 6 is a plan view of a high-speed aircraft according to the stand
der Technik mit einer einzigen Tragfläche;single-wing technology;
Fig. 7 ist ein Rumpfprofil-Diagramm für das Flugzeug der Fig. 6; Fig. β ist ein Rumpfprofil-Diagramm des Flugzeugs dar Fig. 1-5;Figure 7 is a fuselage profile diagram for the aircraft of Figure 6; Figure β is a fuselage profile diagram of the aircraft of Figures 1-5;
Fig. 9 und 9a sind eine Vorder- und eine Seitenansicht einer weiteren Ausführungsform des Flugzeuges mit Tandem-TragflSchenanordnung nach dar vorliegenden Erfindung;9 and 9a are front and side views of another embodiment of the tandem wing assembly aircraft of the present invention;
Fig. 1o ist eine Draufsicht einer weiteren Ausführungsfarm des Flugzeugs mit Tandem-Tragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;Fig. 10 is a plan view of another embodiment of the aircraft with Tandem airfoil assembly according to the present invention;
Fig. 12 ist ein Seitenriß einer Ausfübungsform des Tandemflügelflugzeugs nach der vorliegenden Erfindung mit Doppelrumpf;Fig. 12 is a side elevation of one embodiment of the tandem wing aircraft according to FIG of the present invention with double hull;
Fig. 16, 17, 1Θ, 19 und 2o sind jeweils Vorderansichten wahlueiser Auaführungsformen von Doppelrumpf-Flugzeugen mit Tandemtragflächenanordnung nach der vorliegenden Erfindung;16, 17, 10, 19 and 20 are front views, respectively, of optional embodiments of twin-fuselage aircraft with a tandem wing arrangement according to FIG present invention;
7 09829/03847 09829/0384
Fig. 21 ist eine schematisiertes Diagramm der Last- und Biegemomente einer halben Tragfläche und zeigt die Verringerung des konstruktiven Biegemoments, die sich mit dem Flugzeug nach der vorliegenden Erfindung erreichen läßt; undFig. 21 is a schematic diagram of the load and bending moments of a half wing showing the reduction in structural bending moment that can be achieved with the aircraft of the present invention; and
Fig. 22 ist eine schematisierte Schnittdarstellung einer Tragflächenkonatruktion, die auf minimales Konstruktionsgewicht ausgelegt ist.22 is a schematic cross-sectional view of an airfoil construction designed for minimal construction weight.
Fig. 1-5 zeigen eine Tandemflügel-Flugzeuganordnung nach der vorliegenden Er-; findung, wie sie für den Flugbetrieb im schallnahen Bereich geeignet ist. Eine untere vordere Tragfläche 1o ist am vorderen Ende des Rumpfes 12 befestigt. j Eine höher liegende hintere Tragfläche 1^ ist aerodynamisch vom hinteren Ende des Rumpfes 12 durch Heckstreben 16 getrennt. LJie ersichtlich, weisen die Streben 16 eine erhebliche Länge auf, und zwar in der Größenordnung der Höhe des größten Rumpfquerschnitts F., um eine aerodynamische Trennung der Tragfläche vom Rumpf zu gewährleisten. Die Tragflächen weisen angenähert gleiche Flächengröße auf. Der Rumpf wird an jedem Ende in der Art eines einfachen Trägers abgefangen, so daß die Rumpfbiegemomente gegenüber einem vergleichbaren freitragenden Rumpf bei einem Flugzeug mit einzelner Tragfläche erheblich geringer werden Wie von der Fachwelt leicht einzusehen ist, lassen sich auf diese Weise erhebliche Gewichtseinsparungen beim Rumpf erzielen. LJie in den Fig. 1 und 3 ersichtlich, liegt die größte Querschnittsfläche des Rumpfes (F. und F„) in dessen Mittelnbereich, wo die Rumpfbiegelasten am höchsten sind und das Hauptfahrwerk 17 sich bequem unterbringen läßt.1-5 show a tandem wing aircraft assembly according to the present invention; Finding how it is suitable for flight operations in areas close to noise. One The lower front wing 10 is attached to the front end of the fuselage 12. j A higher lying rear wing 1 ^ is aerodynamic from the rear end of the fuselage 12 separated by stern struts 16. LJie can be seen, the struts 16 have a considerable length, in the order of magnitude of the height of the largest fuselage cross-section F. in order to achieve an aerodynamic separation of the wing from the fuselage. The wings have approximately the same area size. The fuselage is supported at each end in the manner of a simple beam, so that the fuselage bending moments are considerably less than in a comparable cantilever fuselage in an aircraft with a single wing As can easily be seen by the professional world, considerable weight savings in the trunk can be achieved in this way. As can be seen in FIGS. 1 and 3, the largest cross-sectional area of the fuselage (F. and F ") lies in its central area, where the torso bending loads are highest and the main landing gear 17 can be accommodated comfortably.
Wie am besten in der Fig. 2 ersichtlich, sitzen die Treibwerke 18 an der vorderen Tragfläche 1o und sind durch vorwärtsweisende Streben 2o abgestützt, die an einem Rjnkt A unmittelbar unter der Tragfläche 1o an den Triebwerketreben 21 be-As can best be seen in FIG. 2, the drive mechanisms 18 are seated on the front wing 1o and are supported by forward-facing struts 2o which are attached to a section A directly below the wing 1o on the engine struts 21
709829/0384709829/0384
festigt sind. Die Streben 2o sind an den Punkten B am Rumpf 12 befestigt. Die Tragflächenkrümmung nahe dem Punkt C hat die Aufgabe, den örtlichen Strömungsstöruiiderstand zwischen Tragfläche und Rumpf zu verringern. Aus gleichen Gründen liegt der Punkt A unmittelbar unter, nicht aber auf der Mittellinie der Tragfläche. Diese strebengestützte vordere Tragflächenanordnung reduziert die Biegemomente gegenüber den bei der üblichen freitragenden Anordnung auftretenden erheblich. Hintere Triebwerke 22 Bind an Streben auf dem hinteren Ende des Rumpfes 12 gelagert. Uie in der Fig. k am besten zu sehen, sind die hiteren Streben 16 an der hinteren Tragfläche 1*» an den Punkten D in einem mittleren Bereich und vorzugsweise nahe dem aerodynamischen Mittelpunkt jeder Halbapennüjeite angeordnet. Die Befestigung im Punkt D erfolgt vorzugsweise mittels eines Lagerbolzens ("pin connection"), um eine Rückwirkung von Biegelasten auf die Strebenkonstruktion so gering wie möglich zu halten. Auf diese Uteiee ist die gesamte Tragfläche in der Art eines durchgehenden Trägers auf zwei Auflagern D mit einer mittleren Spannweite der Länge 1,. und einer freitragenden Spannweite der Lange 1„ abgestützt. Diese Anordnung erbringt eine erhebliche Verringerung der Biegemomente auf der hinteren Tragfläche gegenüber denen bei einer üblichen freitragenden Tragfläche. In der dargestellten Aueführungsform sind die drei Spannweiten jeweils etwa gleichlang. Um die Biegelasten der Tragfläche niedrig zu halten, sieht man bevorzugt eine Mittenspannweite von mindestens 2o % der gesamten Tragflächenspannweite b.. vor. Weiterhin überträgt das kombinierte Tragflächen-Streben-System zwischen den Punkten D (links), E und 0 (rechts) vorteilhafterweise die Tragflächenbelastungen in der Art eines Fachuerks mit einem Minimum sekundärer oder örtlicher Biegeprobleme auf den Rumpf. Es wird weiterhin darauf verwiesen, daß in dieser AusfUhrungsform die hinteren Tragflächenstreben 16 auch waagerecht verlaufen, wie auch die vorderen Tragflächenstreben 2o. Auf diese UIeise wird der Strömungswiderstand derare consolidated. The struts 2o are attached to the fuselage 12 at points B. The wing curvature near point C has the task of reducing the local flow disturbance resistance between wing and fuselage. For the same reasons, point A is immediately below, but not on the center line of the wing. This strut-supported front wing arrangement significantly reduces the bending moments compared to those that occur with the usual cantilever arrangement. Rear engines 22 are mounted on struts on the rear end of the fuselage 12. Uie in FIG. K best seen that hiteren struts 16 'disposed on the rear wing 1 * at points D in a middle region and preferably near the aerodynamic center of each Halbapennüjeite. The attachment at point D is preferably carried out by means of a bearing bolt ("pin connection") in order to keep the reaction of bending loads on the strut construction as low as possible. On this Uteiee the entire wing is in the manner of a continuous beam on two supports D with a mean span of length 1 ,. and a cantilevered span of length 1 "supported. This arrangement results in a considerable reduction in the bending moments on the rear wing compared to those in a conventional cantilevered wing. In the embodiment shown, the three spans are each about the same length. In order to keep the bending loads of the wing low, a center span of at least 20 % of the total wing span b .. is preferably provided. Furthermore, the combined wing-strut system between points D (left), E and 0 (right) advantageously transfers the wing loads to the fuselage in the manner of a specialist with a minimum of secondary or local bending problems. It is further pointed out that in this embodiment the rear wing struts 16 also run horizontally, as do the front wing struts 2o. In this way, the flow resistance of the
709829/0384709829/0384
Streben in gewissem Grad durch einen vorteilhaften Auftriebseffekt ausgeglichen· Striving balanced to a certain extent by a beneficial buoyancy effect
UJie am besten in der Fig. 3 ersichtlich, weisen die Spannweite b,. der hinteren Tragfläche 1*» und die Spannweite D2 der vorderen Tragfläche 1o im uesentlichen die gleiche Länge auf, wobei b,. in dieser Ausführungsform geringfügig länger ausgeführt ist. Wie der Fachwelt bekannt, ist allgemein gesagt, das Länge-Tiefe- Verhältnis einer Tragfläche, deren Spannweite, geteilt- durch die durchschnittliche Profiltiefe. Dieses Vahältnis berechnet sich zu b2/S, wobei b die Spannweite und S die Gesamtfläche der Tragfläche ist. Hohe Spannweiten-Tiefen-Ver- , haTtnisse sind erwünscht, um den Strömungswiderstand gering zu halten. Bei Flugr zeugen mit einzelner Tragfläche führt ein höheres Spannweiten-Tiefenverhältnis,UJie best seen in Fig. 3, have the span b ,. of the rear wing 1 * »and the span D 2 of the front wing 1o essentially the same length, where b,. is made slightly longer in this embodiment. As is known to those skilled in the art, it is generally stated that the length-to-depth ratio of an aerofoil, its span, divided by the average profile depth. This ratio is calculated as b 2 / S, where b is the span and S is the total area of the wing. High span-depth ratios are desirable in order to keep the flow resistance low. For aircraft with a single wing, a higher span-depth ratio leads to
das man durch Reduzieren der mittleren Rrofiltiefe und Uerlängem der Spannwei-| te erhält, zu unzuträglich hohen Biegemomenten. Bei dem Tandemtragflächenflug- j zeug nach der vorliegenden Erfindung teilen sich die Auftriebskräfte unter den beiden Tragflächen auf, so daß jede aus sich heraus grob das doppelte Spannwei- : te-Tiefe-l/erbältnis einer einzelnen Tragfläche der gleichen Spannweite hat. Wie ! auch bereits erwähnt, reduziert die Strebenlagerung der Tragfläche in der Ausföhrungsform der Fig. 1-5 die konstruktiven Biegemomente weiter. Das Spannweite-Profil tief e-Uerhältn is der in den Fig. 1-5 gezeigten Tragflächen liegt in der Größenordnung von 1a,ο - ein Wert, den man bei einem Flugzeug mit nur einer Tragfläche bei gleichem Einsatzziel nach statischen Gesichtspunkten nur sehr schwer erreichen kann.which can be achieved by reducing the mean profile depth and length of the span width | te received, to inappropriately high bending moments. In the tandem wing aircraft according to the present invention, the lift forces are shared between the two wings so that each has roughly twice the span-depth ratio of an individual wing of the same span. How ! also already mentioned, the strut mounting of the wing in the embodiment of FIGS. 1-5 further reduces the structural bending moments. The wingspan profile deep e-Uerhaltn is of the wings shown in Figs. 1-5 is in the order of magnitude of 1a, ο - a value that is very difficult to achieve in an aircraft with only one wing for the same objective from a static point of view can.
Fig. 5 zeigt eine wahlweise zentrale Triebwerksanordnung am hinteren Ende des Rumpfes zwischen den Streben 16. Bei dieser Anordnung kann ein einziges hinteres Triebwerk 19 eingesetzt werden. Alternativ kann man dieses den Triebwerken 16 hinzufügen, um eine erhöhte V/ortriebsleistung darzustellen; in diesem FallFig. 5 shows an optional central engine arrangement at the rear end of the Fuselage between the struts 16. With this arrangement, a single rear Engine 19 are used. Alternatively, this can be added to the thrusters 16 to provide increased propulsion power; in this case
709829/0384709829/0384
270H82270H82
kann die relative Größe der Tragflächen 1o und 14 βα eingestellt werden, daß sich der gewünschte Bereich des Massenschwerpunkts ergibt. Es ist jedoch ersichtlich, daß dieses Tandemflügelflugzeug gegenüber der Lage des Massenachuerpunkts - im Vergleich zu vielen herkömmlichen Flugzeugen mit nur einer Trag- i the relative size of the wings 1o and 14 βα can be adjusted so that the desired area of the center of gravity results. It can be seen, however, that this tandem wing aircraft compared to the location of the Massenachuer point - compared to many conventional aircraft with only one support i
fläche - nicht übermäßig empfindlich ist.surface - is not overly sensitive.
Doppeldecker sind seit den Geburtstagen der Luftfahrt bekannt. Derartige Flug-j zeuge weisen im allgemeinen zuiei ader mehr vertikal beabstandete Tragflächen auf, die jedoch in Flugzeuglängsrichtung miteinander fluchten, so daß sich bestimmte bauliche und andere Vorteile gegenüber Eindeckkoniruktionen ergeben Der zusätzliche Strömungswiderstand infolge der Wechselwirkung der diese beiden Tragflächen umströmenden Luft war jedoch verhältnismäßig hoch, so daß die Industrie auf Eindeckerkonstruktionen überging, sobald deren Probleme gelöst tieren. Die Lage der beiden Tragflächen des Tandemflügelflugzeugs nach der vorliegenden Erfindung ist derart, daß der Zusatzströmungsudderstand infolge der Wechselwirkung der Luftströmungen um die die Tragflächen minimal bleibt· Der gesamte Zusatz-Strömungsuiiderstand ("induced drag") liegt dabei in einem Bereich, der im allgemeinen für Flugzeuge mit einzelner Tragfläche für annehmbar gehalten mird.Biplanes have been known since the birth of aviation. Such air-j tools generally have zuiei vein more vertically spaced wings, which, however, aligned with each other in aircraft longitudinal direction, so that certain structural and other advantages over Eindeckkoniruktionen give the additional flow resistance due to the interaction of these two wings air flowing around, however, was relatively high so that the industry switched to monoplane designs as soon as their problems were solved. The position of the two wings of the tandem wing aircraft according to the present invention is such that the Zusatzströmungsudderstand due to the interaction of the air flows around the minimal remains the wings · The entire auxiliary Strömungsuiiderstand ( "induced drag") lies in a range which in general for Single-wing aircraft considered acceptable .
Uie am besten in der Fig. 2 ersichtlich, ist die Tragfläche 1d von der Tragfläche 14 um eine Entfernung h zwischen den Tragflächenspitzen beabstandet. Bei den rückwärts gepfeilten Tragflächen der in der Fig. 2 gezeigten Art tre ten erhebliche Spitzenuirbel auf. Hier lassen sich Anordnungen nach dem Stand der Technik vorsehen, um diese Spitzenuiirbel zu dämpfen. Der für den Zuaatzströmungsuiiderstand wesentlichste Abstandsparameter ist jedoch vermutlich der Tragflächenepitzenabstand, nicht der durchschnittliche Abstand der beiden As best seen in FIG. 2, the wing 1d is spaced from the wing 14 by a distance h between the wing tips. In the rear cambered airfoils of the type shown in FIG. 2 th significant Spitzenuirbel tre on. Arrangements according to the state of the art can be provided here in order to dampen these tip vortices. The most important distance parameter for the additional flow resistance is probably the wing tip distance, not the average distance between the two
709829/0384709829/0384
270U82270U82
Tragflächen, und zwar hauptsächlich wegen dieser blirbel. In der in den Fig. 1 - 5 gezeigten Ausführungsform liegt dag Vahältnis von h zu b, vorzugsweise im Bereich von ettja o,3o bis 0,^5. Bei den meisten anderen Ausführungsfarmen der Erfindung liegt h/b im Bereich von etua a,25 bis o,5o, gemessen an den Tragflächenspannuieiten, anbei der kampensatorische Effekt eines reduzierten Zu-Wings, mainly because of these whirls. In the Fig. 1 - 5 is the ratio of h to b, preferably in Range from ettja o, 3o to 0, ^ 5. Most of the other execution farms of the Invention, h / b lies in the range from a. satzuiiderstandea durch verlängerten Tragflächenabstand h gegenüber dem erhöhtehsatzuiiderstandea due to the increased wing spacing h compared to the increased h
ι parasitären und anderem Widerstand infolge der Verlängerung der hinteren Trag-' ι parasitic and other resistance as a result of the lengthening of the rear carrying '
flächenstreben bereits eingeschlossen ist. Bei bisher durchgeführten üJindka- jsurface struts is already included. In the case of üJindka- j
/2 2? naiversuchen ist ein Parameter b _ -\^λ + b? zur BerBcnnun9 der Tragflächen/ 2 2? naiversuche is a parameter b _ - \ ^ λ + b? 9 to BerBcnnun he d wings abstandszusammenhänge verwendet worden. Diese h/b f-Uerte sind natürlich erheblich geringer als die für h/b. oder h/b-, obgleich sie das gleiche Flugzeug beschreiben.distance relationships have been used. These h / b f values are of course considerably lower than those for h / b. or h / b- although they describe the same aircraft.
Die Tragflächen des Flugzeugs sind in Längsrichtung entlang des Rumpfes so weit kde möglich getrennt, um ihre Wechselwirkungen soweit wie möglich zu reduzieren, üiobei die vielen anderen, nicht miteinander in Beziehung stehenden Faktoren bei der Konstruktion des Flugzeugs insgesamt in Betracht gezogen sind. In der Fig. 3 ist der Längsabstand d zuischen den Tragflächenspitzen in einer Größenordnung von etua 5o% der Gesamtlänge des Rumpfes dargestellt, und gegenwärtig wird dafür gehalten, daß die meisten Ausführungsfarmen der Erfindung entsprechende Tragflächenlängsabstände, d.h. in der Größenordnung von mindestens Ua% der Rumpflänge, aufweisen werden.The aircraft's wings are separated as much as possible longitudinally along the fuselage to reduce their interactions as much as possible, taking into account the many other unrelated factors in the overall design of the aircraft. In Fig. 3 the longitudinal distance d to the wing tips is shown in an order of magnitude of about 50% of the total length of the fuselage, and it is currently believed that most of the embodiment farms of the invention have corresponding wing length distances, ie in the order of magnitude of at least Ua% of the fuselage length , will exhibit.
Der Gesamtauftrieb ist so genau wie möglich zwischen den beiden Tragflächen aufgeteilt. Bestimmte empirische Abschätzungen des Zusatzwiderstandee haben die beste Leistung bei gleicher Auftriebeverteilung ergeben. Es müssen jedoch viele andere Faktoren - wie die Nutzlast, der Brennstoff, und die Treibwerks-The total lift is as accurate as possible between the two wings divided up. Have certain empirical estimates of the additional resistance give the best performance with the same lift distribution. However, there must be many other factors - such as the payload, the fuel, and the engine
709829/0384709829/0384
270H82270H82
anordnung - berücksichtigt und die Auftriebverteilung zwischen den Tragflächen; entsprechend eingestellt werden. Die bisher betrachteten Ausführungsformen weisen eine Auftriebsverteilung von ^o ... So% des Gesamtauftriebs pro Tragfläche!arrangement - takes into account and the distribution of lift between the wings; be set accordingly. The embodiments considered so far have a lift distribution of ^ o ... So% of the total lift per wing!
auf. Die Auftriebsfläche der Flügel wird natürlich im allgemeinen diesem glei*on. The lift surface of the wings is of course in general this same
I chen Bereich entsprechen. Infolge der zuvor diskutierten, dieser Konstruktion j innewohnenden Vorteile sind bisher nur Spannweite-Profiltiefe-Verhältnisse von mehr als 8 berücksichtigt worden. In der Fig. 3 sind vierundzwanzig Steuerflächen 26 auf jeder Tragfläche gezeigt. Für die meisten Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung ist daran gedacht, mindestens zwölf Steuerflächen vorzusehen. Die außenliegenden Steuerflächen 26 können mit Vorteil als Querruder für niedrige Geschwindigkeiten, die in der Mitte der Spannweite gelegenen Steuerflächen als Querruder für den Schnellflug und die innenliegenden Steuerflächen als Höhenruder und -klappen verwendet werden, wie dem Fachmann einsichtig. Die Tragflächenstreben 16, 2o können jeweils mit einer Vielzahl einzelner Seitensteuerflächen 26 versehen werden. Vier getrennte Flächen 2Θ auf jeder der vier Streben - vergl. Fig. 3 - bieten eine Vielfalt von Möglichkeiten für moderne Steuerungsanlagen. Die Steuerflächen 26, 2ö werden vorzugsweise unabhängig voneinander mit einem rechnergestützten Flugsteuersystem betätigt und gestellt.I correspond to the area. As a result of the previously discussed, this construction j inherent advantages are so far only span-tread depth ratios of more than 8 have been taken into account. In Fig. 3, twenty-four control surfaces 26 are shown on each wing. For most embodiments The present invention is intended to provide at least twelve control surfaces. The outer control surfaces 26 can advantageously be used as ailerons for low speeds, the control surfaces located in the center of the span as ailerons for high-speed flight and the inner ones Control surfaces can be used as elevators and flaps, as will be understood by those skilled in the art. The wing struts 16, 2o can each have a plurality individual side control surfaces 26 are provided. Four separate surfaces 2Θ on each of the four struts - see Fig. 3 - offer a variety of possibilities for modern control systems. The control surfaces 26, 20 are preferably operated and set independently of one another with a computer-aided flight control system.
Die vorliegende Erfindung zieht die Verwendung einer Vielzahl und vorzugsweise vier unabhängige Steuerungaanlagen in Betracht, die jeweils einzeln zur Steuerung des Flugzeugs in der Lage sind. Da jede Tragfläche eine Auftriebsflache darstellt, ist eine abwärts wirkende Steuerlast wie beispielsweise eine das Gleichgewicht herstellende Hecklast eines herkömmlichen Flugzeugs nicht erforderlich. Das Gesamtabfluggewicht braucht also für die Ausgleichshecklast nicht verringert zu werden. Eine schnelle und im Gleichgewicht befindlicheThe present invention draws on the use of a variety and preferred four independent control systems are considered, each individually capable of controlling the aircraft. Since every wing is a lift surface illustrates, a downward control load such as a tail load balancing of a conventional aircraft is not required. The total take-off weight therefore does not need to be reduced for the compensating rear load. A quick and balanced one
709829/0384709829/0384
270H82270H82
translatorische Bewegung ohne Auf- oder Abuärtsnickbeuegung läßt sich erreichen, indem man den Auftrieb beider Tragflächen gleichzeitig schwächt oder verstärkt. Eine unabhängige Nick- und Rollsteuerung erreicht man durch die Steuerfliehen an den beiden Tragflächen. Die Giersteuerung erfolgt durch irgend- ! eine Kombination von einzelnen Steuerflächen 28 an den Streben, die als Ruderflachen wirken.translational movement without upward or downward bending can be achieved, by weakening or increasing the lift of both wings at the same time. Independent pitch and roll control can be achieved through tax evasion on the two wings. The yaw control is done by any-! a combination of individual control surfaces 28 on the struts, which act as rudder surfaces works.
Weiter ist in Betracht gezogen, derartige Steuerungen rechnergestützt die auf jede Tragfläche aufgebrachten strukturellen Lasten genau einstellen und begrenzen zu lassen. Beispielsweise kann man die einzelnen Steuerflächen 26 jeweils so stellen, daß sich eine optimierte Auftriebsverteilung über die Spann-IIt is also contemplated that such controls can be computer-aided on precisely adjust and limit structural loads applied to each wing allow. For example, the individual control surfaces 26 can be used set in such a way that there is an optimized lift distribution over the clamping-I
weite ergibt. In der in den Fig. 1-5 gezeigten Ausführungsform sind die Tragflächen in erheblichem Ausmaß hinten gepfeilt. Derartige Tragflächen neigen dazu, in den AuBenbereichen ihrer Spannweiten unter hoher Belastung zu entjlasten ("off-load") und dadurch die strukturellen Maximalbelastungen zu ver- | ringem. Die Elastizität des mittleren Bereiches einer solchen Tragfläche läßt sich so konstruieren, daß unter derartigen Zuständen hoher Belastung die Last zunimmt, indem man die Pfeilung und Steife des mittleren Spannweitenbereichs so einstellt, daß man die äußeren Bereiche entlastet. Selbst diese reduzierten Lasten lassen sich durch eine Steuerung der Auftriebsverteilung jedoch weiter verringern. Bei gradlinigen Tragflächenkonstruktionen nach der vorliegenden Erfindung ist der Vorteil, den eine solche rechnergestützte Auftriebsverteilung bringt, noch augenfälliger.width results. In the embodiment shown in Figs. 1-5, the Wings swept back to a considerable extent. Such wings tend to relieve stress in the outer areas of their spans under high loads ("off-load") and thereby the structural maximum loads | wrestle. The elasticity of the central area of such a wing leaves design themselves so that under such high load conditions the load increases by taking into account the sweep and stiffness of the central span adjusted so that one relieves the outer areas. However, even these reduced loads can still be maintained by controlling the lift distribution to decrease. With straight wing constructions according to the present Invention, the advantage that such a computer-aided lift distribution brings, is even more obvious.
Die Fig. 6 zeigt eine Konstruktion nach dem Stand der Technik für ein im allgemeinen herkömmliches Hochgeschuiindigkeitsdüsenflugzeug mit einzelner Tragfläche und einem Rumpf Ua mit einer Einschnürung F, im Mittelteil, uo dieFig. 6 shows a construction according to the prior art for a generally conventional high-speed jet aircraft with a single wing and a fuselage Ua with a constriction F, in the central part, uo die
709829/0384709829/0384
- W- - W-
Tragflächen 42 angebracht sind. Die vorderen Triebwerke 44, das hintere Triebwerk 46, die Heckflosse 48 und die Stabilisatoren 5o sind herkömmlich ausgeführt. Wings 42 are attached. The front engines 44, the rear engine 46, the tail fin 48 and the stabilizers 50 are conventional.
Die Forderungen für den eingeschnürten Querschnitt F sind aus der Fig. 7 erkennbar, bei der es sich um ein Rumpfprofildiagramtn ("area-ruling diagram") für ein Flugzeug der in der Fig. S gezeigten Art handelt. Es ist bekannt, daß eine guter aerodynamischer Wirkungsgrad für ein Hochgeschwindigkeitsflugzeug eine Rumpfprofilierung erfordert. D.h., daß die Querschnittsfläche des gesamten Flugzeugs sich über die Länge des Flugzeugs auf eine vorbestimmte Ueise ändern und so genau wie möglich Größen aufweisen muß, die durch eine spezielle Kurve der Querschnittsfläche als Funktion der Länge entlang des Flugzeugs definiert sind. Die Hurvenform ist dabei angenähert parabolisch und in der Industrie als "sears-Haack-Kurve" bekannt; vergl. u.a. Jack IM. Neilson, "Missile Aerodynamics", McGraw-Hill Book Company, Inc., 196o, S. 284.The requirements for the constricted cross-section F can be seen from FIG. 7, which is an area-ruling diagram for an aircraft of the type shown in FIG. It is known that a good aerodynamic efficiency for a high speed airplane requires trunk profiling. That is, the cross-sectional area of the entire Aircraft moves along the length of the aircraft in a predetermined manner must change and be as precisely as possible in sizes determined by a special curve of the cross-sectional area as a function of the length along the aircraft are defined. The curve shape is approximately parabolic and used in industry known as the "sears-Haack curve"; cf. i.a. Jack IM. Neilson, "Missile Aerodynamics ", McGraw-Hill Book Company, Inc., 196o, p. 284.
; In der Fig. 7 zeigt die gestrichelte Kurve eine gewünschte Approximation an j eine Sears-Haack-Kurve. Wie ersichtlich, steigt die durchgezogene Kurve für; In FIG. 7, the dashed curve indicates a desired approximation j a Sears-Haack curve. As can be seen, the solid curve increases for
j die Flügelfläche ("Flügel") im Bereich des Hörperpunkts ("body station") 2ooo schnell an. Damit nun die Kurve für die Gesamtfläche die gewünschte gestrichelte Kurve in diesem Bereich nicht übersteigt, muß die Querschnittsfläche des Rumpfes, wie mit der Kurve "Körper" gezeigt, entsprechend reduziert werden. Macht man den Rumpfquerschnitt bei F3 größer, um die oben diskutierten Raumund Festigkeitsprobleme zu erleichtern, muß man das Flugzeug verlängern, um innerhalb sinnvoller Grenzen des Schlankheitsverhältnisses ("fineness ratio", Verhältnis Länge zum wirksamen Durchmesser) zu bleiben und damit den Flugwiderstand innerhalb annehmbarer Grenzen zu halten. Die zusätzliche Länge ergibt zu-j the wing surface ("wing") in the area of the hearing point ("body station") 2ooo quickly. So that the curve for the total area does not exceed the desired dashed curve in this area, the cross-sectional area of the fuselage must be reduced accordingly, as shown with the "body" curve. If the fuselage cross-section at F 3 is made larger in order to alleviate the space and strength problems discussed above, the aircraft must be lengthened in order to stay within reasonable limits of the fineness ratio (ratio of length to effective diameter) and thus the flight resistance within acceptable limits To keep boundaries. The additional length results in
709829/0384709829/0384
sätzliches Rumpfgewicht, eine größere Flügelfläche für den Auftrieb und eine erhöhtes Tragflächengewicht. Vergrößert man also den kritischen kleinen Querschnitt, ergeben sich erhebliche Gewichts- und Leistungsnachteile, blie in der Fig. 7 weiterhin zu erkennen ist, bewirken bei dieser speziellen Flugzeugkonfiguration das hintere Triebwerk und die vertikalen und horizontalen Heckflächen gemeinsam eine erhebliche Abweichung von der gewünschten Kurvenform.additional fuselage weight, a larger wing area for lift and a increased wing weight. So if the critical small cross-section is increased, there are significant weight and performance disadvantages that remain in the 7, in this special aircraft configuration, the rear engine and the vertical and horizontal tail surfaces together cause a considerable deviation from the desired curve shape.
Die Fig. 8 ist ein Rumpfprofildiagramm für ein Tandemflügel-Flugzeug der in den Fig. 1-5 gezeigten Art. üJie ersichtlich, ist im Bereich des Kßrperpunkts 2ooo eine minimale Flügelfläche aufgetragen. Entsprechend den Rumpfprofilierungsprinzipien kann also der wirksame Rumpfdurchmesser maximal sein, wo die Biegelasten hoch sind, und der breite Querschnitt ist sehr gut für die Aufnahme des Fahrwerkβ und von Passagieren geeignet, wobei die gleiche Anzahl Passagiere in einem kürzeren Rumpf möglich ist. Auch hier bieten sich zusammengenommen Vorteile hinsichtlich einer geringeren Größe, eines kleineren Gp-uichts sowie eines geringeren Strömungswiderstands und Leistungsaufwands. Bei einer Konstruktion mit einzelner Tragfläche kann es erforderlich sein, den an der Nase gelegenen Teil des Rumpfes zu vergrößern, um der Rumpfprafilierung zu entsprechen und den Strömungswiderstand bei hohen Geschwindigkeiten herabzusetzen. In diesem Fall ergeben sich natürlich ein erheblicher Strömungswiderstand bei geringer Geschwindigkeit sowie Gewichtsnachteile. Ein Beispiel für die Verwendung dieses Mittels ist die Aufweitung bzw. der Buckel oben auf dem Vorderteil des Rumpfes einer Boeing 7V7.FIG. 8 is a fuselage profile diagram for a tandem wing aircraft of the type shown in FIG The type shown in Figs. 1-5. As can be seen, is in the area of the body point 2ooo a minimal wing surface applied. According to the hull profiling principles, the effective hull diameter can be maximum where the Bending loads are high, and the wide cross-section is very well suited to accommodate the landing gear and passengers, with the same number of passengers being possible in a shorter fuselage. Taken together, this also offers advantages in terms of a smaller size, a smaller Gp weight as well as a lower flow resistance and power consumption. A single wing design may require the one on the nose to enlarge the located part of the hull in order to correspond to the hull profiling and to reduce the flow resistance at high speeds. In this case, of course, there is considerable flow resistance at low speed and weight disadvantages. An example of the use of this means is the widening or the hump on the top of the front part of the fuselage of a Boeing 7V7.
Vergleicht man das Flugzeug der Fig. 6 mit der Tandemflügelkonstruktion nach den Fig. 1-5, können sich folgende typische Konstruktionswerte ergeben:If one compares the aircraft of FIG. 6 with the tandem wing construction 1-5, the following typical design values can result:
709829/0384709829/0384
270H82270H82
Ffront
F.
rlügelrear
r lügel
ander WurzelTread depth (in.)
other root
Profiltiefe (in.)Tread depth (in.)
an der Spitze 72,8at the top 72.8
mittl. aerodyn.
; Profiltiefe (in.) 15aaverage aerodynamic.
; Tread Depth (in.) 15a
hältnisuerjunqunqsver-
ratio
ujeite/ProfiltiefeRatio clamping
ujeite / tread depth
Profiltiefe)Arrow (1/4
Tread depth)
("incidence")Angle of incidence
("incidence")
73,3 174 o,357 1o,o73.3 174 o, 357 1o, o
42,5°42.5 °
+1o° + 1o °
249 0,371 6,8 42,2°249 0.371 6.8 42.2 °
167167
3,23.2
(*2,5C ο(* 2.5 C ο
Diese Daten gelten für zuiei vorläufige Konstruktionen eines Hochgeschuiindigkeitepassagierflugzeugs, die kürzlich vorgeschlagen wurden und hier nur zur Erläuterung ermähnt sind. Es soll nicht behauptet werden, daB die Parameter für das Einflügelflugzeug sich nicht gegenüber den hier angegebenen verbessern lieef-Ben oder praktische Gesichtspunkte uie die Herstellungskosten die Daten der beiden Konstruktionen nicht verschieben würden. Jedes der vorgeschlagenen Flugzeuge nimmt etua 2oo Passagiere auf. Die Rumpflänge bei der Tandemflügelkonstruktion beträgt kl,2.15 m (155 ft.), die des Einflügelflugzeugs etwa 51,B5o m (17a ft.). Der maximale Rumpfdurchmesser der Tandemkonstruktion ist im Mittenbereich des Rumpfes (vergl. F1 und ^ ip Fig# 1 ^ 3) 6>q71 ψ (23g in#).These data apply to preliminary constructions of a high-speed passenger aircraft which have recently been proposed and are here only exhorted for explanation. It is not to be asserted that the parameters for the single-wing aircraft could not be improved from those given here, or that practical considerations and manufacturing costs would not shift the data of the two designs. Each of the proposed aircraft takes about 2oo passengers. The fuselage length of the tandem wing construction is 1.15 m (155 ft.), That of the single wing aircraft about 51.5o m (17a ft.). The maximum trunk diameter of the tandem construction is in the middle area of the trunk (see F 1 and ^ ip Fig # 1 ^ 3) 6> q71 ψ (23g in #) .
709829/0384709829/0384
ti'ti '
gegenüber ist der maximale Rumpfdurchmesser bei der Einflügelkonstruktion gleichon the other hand, the maximum fuselage diameter is the same for the single-wing construction
5,537 m (21Θ in.) bei einer Einschnürung im Mittenteil F3 (Fi.g S) auf etwa 3,98a m (157 in.).5.537 m (21Θ in.) With a constriction in the middle part F 3 (Fi.g S) to about 3.98a m (157 in.).
Es läßt sich aus den oben in der Tabelle angegebenen Daten ersehen, daß die gesamte waagerechte Auftrieb erzeugende Fläche bei der Einflügelversion (Tragflache und Stabilisator) 29o,5 m (3124 ft ), bei der Tandemflügelkonstruktion (beide Tragflächen) jedoch nur 245,9 m2 (2644 ft2) beträgt. Das eingeschlossene« Volumen der Tragflächen und Rumpfkonstruktion ist bei der Tandemflügelkonatruktion erheblich geringer. Da bekannterweise das Gewicht einer ein vorgege- IIt can be seen from the data given in the table above that the total horizontal lift generating area for the single wing version (wing and stabilizer) is 29o.5 m (3124 ft), but only 245.9 m for the tandem wing construction (both wings) 2 (2644 ft 2 ). The enclosed volume of the wings and fuselage structure is considerably smaller in the case of the tandem wing construction. Since it is well known that the weight of a
benes Volumen umhüllenden Konstruktion im allgemeinen geometrisch mit dem Vo- jThe structure enclosing the volume is generally geometrical with the Vo- j
lumen zunimmt, lassen sich erhebliche Baugeutichtsersparnisse realisieren, blei- j j terhin vergrößern sich die theoretischen Gewichtsvorteile der Tandemflügelkon-lumen increases, considerable savings in building material can be realized, lead j j thereafter, the theoretical weight advantages of the tandem wing design increase.
atruktion bei größer werdendem Flugzeug. Die gesamten Gewichtsvorteile kombi-atruction as the aircraft grows. The entire weight advantages combine
ΐ nieren sich insbesondere hinsichtlich der Tragflächen, da das reduzierte Ge-ΐ change in particular with regard to the wings, since the reduced
■ wicht eine Verringerung der gesamten Auftrieb erzeugenden Fläche erlaubt.■ weight allows a reduction in the total lift-generating area.
Die Fig. 9 und 9A zeigen eine wahlweise rumpfprofilierte Ausführungsform des Tandemflügel-Flugzeugs nach der vorliegenden Erfindung, wobei die vordere Tragfläche 60 am unteren Bereich des Rumpfes 62 angebracht ist. Die hintere Tragfläche 64 ist vom Rumpf durch eine einzelne große Strebe 66 aerodynamisch getrennt. Wie bei den oben erörterten Ausführungsformen werden ein herkömmliches vorderes Triebwerk 68 und ein Bugrad 7o verwendet. Die vordere Tragfläche ist jedoch nicht mit einer Strebe abgefangen. Das Hauptfahrwerk 72 ist im mittleren Teil des Rumpfes angebracht, wo der größte Durchmesser vorliegt. Die hintere Tragfläche ist mit zwei Triebwerken 76 versehen. Heine der Tragflächen dieser Konstruktion sitzt auf Streben. Folglich fehlen ein Teil des Tragflächenge-9 and 9A show an optionally profiled embodiment of the A tandem wing aircraft according to the present invention, wherein the forward wing 60 is attached to the lower portion of the fuselage 62. The aft wing 64 is aerodynamically separated from the fuselage by a single large strut 66. As with the embodiments discussed above, a conventional front engine 68 and a nose wheel 7o used. The front wing is but not intercepted with a strut. The main landing gear 72 is mounted in the central part of the fuselage, where the largest diameter is present. The rear wing is provided with two engines 76. Heine of the wings of this one Construction sits on struts. As a result, part of the wing structure is missing
709829/0384709829/0384
270H82270H82
- W-- W-
wichts und teilweise auch die Giersteuervorteile, die oben im Zusammenhang mit der vorigen Ausführungsform erwähnt worden sind.weight and, in part, the yaw tax benefits related to above the previous embodiment have been mentioned.
Die Fig. 1d und 11 zeigen eine Ausführungsform mit verhältnismäßig gradlinigen;
(nicht gepfeilten), auf laminare Umströmung konstruierten Tragflächen; der
Rumpf ist im Mittelbereich nicht verdickt, um nach dem Prinzip der Rumpfprofi-;
lierung den maximalen Nutzen zu erreichen. Die vordere Tragfläche 80 ist im j1d and 11 show an embodiment with relatively straight lines; (not swept), designed for laminar air flow; the
The fuselage is not thickened in the central area in order to follow the principle of the fuselage professional; to achieve the maximum benefit. The front wing 80 is in the j
i unteren Bereich des Rumpfes 82 angebracht, während die hintere Tragfläche Bk ι i attached lower region of the fuselage 82, while the rear wing Bk ι
durch V-förmige Strebenelemente 86 entsprechend denen der Ausführungsform der Iby V-shaped strut elements 86 corresponding to those of the embodiment of FIG
Fig. 1-5 befestigt ist. Die beiden Triebwerke 88 sitzen am hinteren Ende des Rumpfes. Ulie ersichtlich, beträgt die Spannweite der vorderen Tragfläche grös- ί senordnungsmäßig Bo % der der hinteren Tragfläche für diese spezielle Konfigu- j ration.Fig. 1-5 is attached. The two engines 88 sit at the rear end of the fuselage. As can be seen from Ulie, the span of the front wing is on the order of Bo % that of the rear wing for this special configuration.
Die Fig. 12 bis 15 zeigen ein Tandemflügel-Doppelrumpfflugzeug nach der vorliegenden Erfindung in einer vorläufigen Konstruktion eines Kurzstrekcanfrachtflugzeugs.
Die vordere Tragfläche Ho ist am unteren Bereich eines ersten Rumpfes 11 und eines zweiten Raumpfes 112 an den Punkten H (vergl. Fig. 15 und
angebracht. Die hintere Tragfläche 11*» ist auf vertikalen Streben 166 befestigt
die an der Rumpfkonstruktion angebracht sind. Die Triebwerke 121, 122 sind am
Rumpf über die Streben 123, 12*» festgelegt. Die Steuerflächen 126, 128 Bind
entsprechend den oben erläuterten Ausführungsformen vorgesehen.Figures 12-15 show a tandem-wing, twin-fuselage aircraft embodying the present invention in a preliminary short-haul cargo aircraft construction. The front wing Ho is at the lower region of a first fuselage 11 and a second space fuselage 112 at points H (see FIGS. 15 and 15)
appropriate. The aft wing 11 * »is attached to vertical struts 166 which are attached to the fuselage structure. The engines 121, 122 are on
The fuselage is fixed by the struts 123, 12 * ». The control surfaces 126, 128 bind
provided in accordance with the embodiments explained above.
Es ist in Betracht gezogen, für dieses Flugzeug mit Vorteil eine fortgeschrittene Graphit-Glasfasertechnologie einzusetzen, so daß sich weitere Baugewichtsj vorteile, wie oben diskutiert, ergeben. In der Fig. 15 verläuft die Triebuerkastrebe 12*» durch den Rumpf 112 und mündet in eine lilabenkonstruktion 13o mitIt is considered to be an advanced advantage for this aircraft Use graphite fiberglass technology, so that there are additional structural weight advantages, as discussed above. In Fig. 15 the Triebuerkastrabe runs 12 * »through the body 112 and ends in a purple construction 13o
709829/0384709829/0384
einem inneren Kappenelement 132, bei dem es sich vorzugsweise um ein nach dem n Pultrusion"-Verfahren hergestelltes Graphit-Element handelt. Das äußere Kappenelement für die Stegkonstruktion 13o bildet der Rumpfrahmen 13U,der Vorzugs-* weise aus einem kontinuierlichen Glasfaserwabenkern mit einer Dicke von gröe-Benordnungamäßig 1oo mm (U in.) mit durchgehender Glasfaser- und Graphithaut ausgebildet ist. Der Binder zwischen dem Strebenelement 116 und dem Rumpf 112 und der Binder zu den Befestigungsstreben für die vordere Tragfläche und das ; Fahrwerk im unteren Rumpfbereich sind auf ähnliche Weise hergestellt. Bei der ■ dargestellten konstruktiven Anordnung ist die linke Seite der Rumpfkonstruk-an inner cap member 132, which is preferably produced by one after the n Pultrusion "procedure graphite element. The outer cap member for the bar construction 13o constituting the body frame 13U, the preference *, of a continuous fiberglass honeycomb core having a thickness of The tie between the strut element 116 and the fuselage 112 and the tie to the fastening struts for the front wing and the landing gear in the lower fuselage area are designed in a similar manner In the case of the structural arrangement shown, the left side of the fuselage structure is
tion für die Kanäle 13Θ offengelassen, die die Elektroinstallation und/odertion for the channels 13Θ left open, which the electrical installation and / or
ι Steuerseile für das Flugzeug führen. Ein quadratischer Bereich 1Uo reicht aus,ι Guide the control cables for the aircraft. A square area 1Uo is sufficient j um Frachtcontainer der üblicherweise benutzten Art (θ χ 8 χ 2o ft.) aufzuneh-j to accommodate freight containers of the type commonly used (θ χ 8 χ 2o ft.)
men.men.
In der Auaführungsform der Fig. 13 - 15 sind auf jeder Tragfläche2U jeweils vier Steuerflächen auf der vertikalen Strebe 116 vorgesehen. Die Spannweite D1, das Spannweite-Profiltiefe-uerhältnis und die Fläche sind für jede Tragfläche gleich. Die Tragflächen sind um die Entfernung h (Fig. 1U) so beabstandet, so daß h/b.. etwa o,3 beträgt. Sowohl die vordere als auch die hintere Tragfläche sind an zwei getrennten Punkten (vergl. I1, 1_, I1 in Fig. 1U) abgestützt, die mit den Orten der beiden Rümpfe übereinstimmen. Die Art der oben diskutierten kontinuierlichen Trägerlagerung liegt also für beide Tragflächen vor und erbringt die angegebenen Gewichtsvorteile. Weiterhin ist in Betracht gezogen, daß die Tragflächen, die vertikalen Streben und die Triebwerka-halterung jeweils aus ähnlichen, wenn nicht den gleichen Profilen aus Graphitfaser gnd Faserglas aufgebaut sind. Ein solches Flugzeug ließe eich auf wirtschaftliche üleiae herstellen und wiese gegenüber herkömmlichen Flugzeugen erheblicheIn the embodiment of FIGS. 13-15, four control surfaces are provided on the vertical strut 116 on each wing 2U. The span D 1 , the span-profile depth ratio and the area are the same for each wing. The wings are spaced by the distance h (FIG. 1U) so that h / b .. is approximately 0.3. Both the front and the rear wing are supported at two separate points (cf. I 1 , 1_, I 1 in Fig. 1U) which correspond to the locations of the two fuselages. The type of continuous carrier storage discussed above is therefore available for both wings and provides the weight advantages indicated. It is further contemplated that the wings, vertical struts and engine mount may each be constructed from similar, if not the same, graphite fiber and fiberglass profiles. Such an aircraft could be manufactured economically and would be considerable compared to conventional aircraft
709829/0384709829/0384
270U82270U82
Baugewichtsvorteile auf.Construction weight advantages.
Die Fig. 16, 17, 18, 19 und 2α sind jeweils Vorderansichten wahlweiser Ausführungsformen von Tandemflügel-Doppelrumpf-Flugzeugen nach der vorliegenden Erfindung. Figures 16, 17, 18, 19 and 2α are respectively front views of optional embodiments of tandem-wing, dual-fuselage aircraft in accordance with the present invention.
Die Fig. 16 zeigt die Triebwerke in vertikale Streben 116 eingefügt. In der Fig. 17 ist jeder Rumpf mit einem Doppelprofil ausgeführt, um bei minimalen Kasten das Rumpfvolumen zu erhöhen. Die Fig. 1B und 19 zeigen jeweils an der hinteren Tragfläche montierte Triebwerke, während in der Fig. 2o die hintere Tragfläche 114 an zwei Paar V-Streben befestigt ist, wobei jeweils ein Paar \ 16 shows the thrusters inserted in vertical struts 116. In FIG. 17, each fuselage is designed with a double profile in order to increase the fuselage volume with a minimal box. Figs. 1B and 19 show, respectively, on the rear wing mounted engines, while in Fig. 2o the rear supporting surface is secured to two pairs of V-struts 114, wherein each pair \
Streben 116 von jedem Rumpf vorsteht. An jeder der vier Streben ist jeweilsStruts 116 protruding from each fuselage. On each of the four struts is respectively
ein Propellertriebwerk 14o angebracht. ' a propeller engine 14o attached. '
Die Fig. 21 zeigt bestimmte Auftriebslast- und Biegemomentverteilungskurven ! über eine typische Tragflächenspannweite für sowohl eine übliche freitragende Tragfläche und eine doppelt angestützte durchgehende Tragfläche in den bevorzugten Ausführungen der vorliegenden Erfindung. Die gestrichelten Kurven im oberen Belastungsdiagramm zeigen typische Auftriebsbelastungen für die Fahrt bei 1,o g und Manöverzustände bei 2,5 g. Die durchgezogene Kurve mit der Bezeichnung "Auftriebsverteilung B" ist repräsentativ für die Belastungsart, die sich mit einem Tandemflügelflugzeug leicht erreichen IMBt, wenn man mit einer j rechnergestützten Betätigungseinrichtung die jeweils günstigste Lastverteilung einstellt. Im unteren Diagramm des Konstruktionsbiegemoments in Fig. 21 läßt sich aus der oberen durchgezogenen Kurve ersehen, daß die elliptischen MomenteFig. 21 shows certain lift load and bending moment distribution curves! over a typical wing span for both a usual cantilever Wing and a double supported continuous wing in the preferred Embodiments of the present invention. The dashed curves in The upper load diagram shows typical buoyancy loads for the journey at 1. o g and maneuver conditions at 2.5 g. The solid curve with the designation "lift distribution B" is representative of the type of load that Easily reach IMBt with a tandem wing aircraft if you are with a j computer-aided actuation device the most favorable load distribution in each case adjusts. In the lower diagram of the construction bending moment in FIG can be seen from the upper solid curve that the elliptical moments
bei 2,5 g bei einem freitragenden Tragflügel nach dem Stand der Technik schnell·at 2.5 g with a cantilever wing according to the state of the art fast
und kontinuierlich auf ein Maximum an der Traqflächentjurzel ansteigen. Die mit "1,o g" und "2,5 g elliptisch" bezeichneten Kurven sind typisch für das, wbband rise continuously to a maximum at the traq surface tjurzel. With Curves labeled "1, o g" and "2.5 g elliptical" are typical of the, wbb
709829/0384709829/0384
man für die zweifach abgestützten durchgehenden Tragflächenkonstruktianen des Tandemflügel-Flugzeuges erwarten kann. Die 2,5-g-Tandemflügel-Kurve zeigt die gleichen Werte wie die Freiträger-Kurve bis zum ersten Auflager bzw. der ersten Streben bei etwa Ua % der Spannweite. Uie für den Fachmann einzusehen ist, nimmt man das Moment über die verbleibenden Innenbereicte der Spannweite um einen der Strebenrückwirkung proportionalen Betrag ab. Auf diese weise werden die Konstruktionsbiegelasten für den durchgehenden Tragflügel gegenüber denen des freitragenden Tragflügels erheblich geringer. Eine weitere Verringerung ist mit der rechnergesteuerten "Lastverteilung"B" erreichbar. Es wird darauf verwiesen, daß die Verteilungskurve B nur geringfügig höhere Momente als für 1,o g angibt. Da der Zustand mit 1,Dg beim Reiseflug auftritt, 2,5 g aber nut bei extremen Flugmanövern, ist einzusehen, daß sich eine fast optimale Verringerung der Konstruktionslasten erreichen läßt. Es wird darauf verwiesen, daß diese Diagramme nur zur Erläuterung in die Beschreibung aufgenommen worden sind und hinsichtlich der angegebenen absoluten Werte keinerlei feste Vorstellungen oder Ansprüche erhoben werden. one can expect for the double supported continuous wing construction of the tandem wing aircraft. The 2.5 g tandem wing curve shows the same values as the cantilever curve up to the first support or the first struts at around Ua% of the span. As can be seen by a person skilled in the art, the moment is reduced over the remaining inner areas of the span by an amount proportional to the strut reaction. In this way, the structural bending loads for the continuous wing compared to those of the cantilever wing are significantly lower. A further reduction can be achieved with the computer-controlled "load distribution" B. It is pointed out that the distribution curve B indicates only slightly higher moments than for 1. Since the state of 1.Dg occurs during cruise, 2.5 g Only with extreme flight maneuvers is it to be understood that an almost optimal reduction of the construction loads can be achieved.It is pointed out that these diagrams have been included in the description for explanation purposes only and that no fixed ideas or claims are made with regard to the given absolute values.
Die Fig. 22 zeigt ein mddernes Tragflächenprofil, das besonders gut geeignet ist für den Einsatz mit der Tandemflügel-Doppelrumpf-Ausführungsform der Fig. 12 bis 15. Das Profil weist eine äußere Hautkonstruktion auf, bei der es sich vorzugsweise um ein üJabensandwich mit Graphit- und Glasfaserhaut handelt. Die : Stege 15^, 156 sind ähnlich aufgebaut,während es sich bei den Kappenelementen um Verbund-Pultrusion-Teile ("compound pultrusions") handelt. Die Steuerfläche 152 schwenkt um den Punkt I60 auf den Einsatz 162 und wird von einem hier als einfachem hydraulischen Zylinder gezeigten Stellmotor 16*t betätigt. Es wird darauf verwiesen, daß das Flugzeug der Fig. 12 - 15 auf wirtschaftliche Weise mit dieser Art eines Tragflächenprofils nicht in den Tragflächen selbst,FIG. 22 shows a modern airfoil profile that is particularly well suited is for use with the tandem wing double fuselage embodiment of Fig. 12 to 15. The profile has an outer skin construction in which it is is preferably a üJaben sandwich with a graphite and fiberglass skin. The : Web 15 ^, 156 are constructed similarly, while the cap elements to composite pultrusions ("compound pultrusions"). The control surface 152 pivots about point 160 onto insert 162 and is pulled from one here actuated as a simple hydraulic cylinder actuator 16 * t. It it should be noted that the aircraft of FIGS. 12-15 are designed to be economical Way with this type of wing profile not in the wings themselves,
709829/0384709829/0384
270U82270U82
sondern auch in den Tragflächenstreben und den Triebuierksstreben versehen sein kann.can be provided but also in the wing struts and Triebuierksstreben.
Dem Fachmann ist eine Vielzahl von Änderungen an den bevorzugten Ausführungsfarmen unmittelbar einsichtig. Beispielsweise können, wenn man die offenbarten Prinzipien auf Tandemflügel-Überschallflugzeuge anwendet, Tragflächen mit geringerem Verhältnis der Spannweite zur Profiltiefe erforderlich sein. Folglich ist die Erfindung als nur durch den Umfang der Ansprüche begrenzt aufzufassen· A variety of changes to the preferred execution farms will be readily apparent to those skilled in the art. For example, when applying the disclosed principles to tandem-wing supersonic aircraft, wings with a smaller ratio of span to profile depth may be required. Accordingly, the invention is to be understood as limited only by the scope of the claims.
709829/0384709829/0384
Claims (1)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US64870676A | 1976-01-13 | 1976-01-13 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2701482A1 true DE2701482A1 (en) | 1977-07-21 |
Family
ID=24601896
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19772701482 Ceased DE2701482A1 (en) | 1976-01-13 | 1977-01-13 | TANDEM WING PLANE |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS52118798A (en) |
| DE (1) | DE2701482A1 (en) |
| FR (1) | FR2338187A1 (en) |
| GB (1) | GB1556079A (en) |
| IT (1) | IT1077856B (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4212201A1 (en) * | 1991-04-12 | 1992-10-15 | Dassault Electronique | Reconnaissance aircraft with adaptive control of aerodynamic surfaces - operates in conditions providing for centre of mass to remain close to centre of aerodynamic forces |
| DE102012023821A1 (en) * | 2012-12-05 | 2014-06-05 | Airbus Operations Gmbh | Airplane with at least two fuselages and two main wings |
| DE102014107487A1 (en) * | 2014-05-27 | 2015-12-03 | Airbus Operations Gmbh | Airplane with a fuselage and a tandem wing assembly |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS55111266A (en) * | 1979-02-22 | 1980-08-27 | Canon Inc | Liquid drop jet recording method |
| DE69231773T2 (en) | 1991-10-22 | 2001-08-16 | Canon K.K., Tokio/Tokyo | Method of manufacturing an ink jet recording head |
| EP0857648B1 (en) * | 1997-02-05 | 2003-01-15 | Anatoli J. Prof. Dr. Vassiliev | Aircraft for passengers and freight |
| JP3647365B2 (en) | 1999-08-24 | 2005-05-11 | キヤノン株式会社 | Substrate unit for liquid discharge head, method for manufacturing the same, liquid discharge head, cartridge, and image forming apparatus |
| JP4342373B2 (en) | 2004-04-30 | 2009-10-14 | 東京応化工業株式会社 | Photosensitive printing original plate for letterpress printing, method for producing letterpress printing plate, and shading ink for the method |
| EP3098162B1 (en) * | 2015-05-26 | 2018-07-11 | Airbus (Sas) | Aircraft with lifting body fuselage |
| CN107187599B (en) * | 2017-05-11 | 2020-02-07 | 北京航空航天大学 | High-altitude long-endurance aircraft pneumatic layout adopting double-height rear wing three-wing surface |
-
1977
- 1977-01-10 GB GB78277A patent/GB1556079A/en not_active Expired
- 1977-01-13 IT IT1928277A patent/IT1077856B/en active
- 1977-01-13 DE DE19772701482 patent/DE2701482A1/en not_active Ceased
- 1977-01-13 JP JP282477A patent/JPS52118798A/en active Pending
- 1977-01-13 FR FR7700894A patent/FR2338187A1/en active Granted
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4212201A1 (en) * | 1991-04-12 | 1992-10-15 | Dassault Electronique | Reconnaissance aircraft with adaptive control of aerodynamic surfaces - operates in conditions providing for centre of mass to remain close to centre of aerodynamic forces |
| DE102012023821A1 (en) * | 2012-12-05 | 2014-06-05 | Airbus Operations Gmbh | Airplane with at least two fuselages and two main wings |
| DE102014107487A1 (en) * | 2014-05-27 | 2015-12-03 | Airbus Operations Gmbh | Airplane with a fuselage and a tandem wing assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB1556079A (en) | 1979-11-21 |
| JPS52118798A (en) | 1977-10-05 |
| FR2338187B1 (en) | 1981-07-03 |
| IT1077856B (en) | 1985-05-04 |
| FR2338187A1 (en) | 1977-08-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE69430198T2 (en) | Wide-bodied aircraft | |
| DE2555718C3 (en) | Airplane with two backward-swept wings arranged one above the other | |
| EP0857648B1 (en) | Aircraft for passengers and freight | |
| DE60112844T2 (en) | Integrated aircraft construction with three hulls | |
| DE102013020601B4 (en) | aircraft configuration | |
| DE602004002166T2 (en) | Spoiler and its method of operation for improving the aerodynamic quality of a wing surface | |
| EP0553490B1 (en) | Flying vehicle | |
| DE3114143C2 (en) | ||
| EP0667283B1 (en) | Hybrid aircraft | |
| EP0215211A1 (en) | Drive and guidance device for an aircraft wing flaps system | |
| DE102009050747A1 (en) | Aircraft with at least two vertical stabilizers in a non-central arrangement | |
| DE69404867T2 (en) | WING / ENGINE GONDOLA COMBINATION OF AN AIRPLANE | |
| DE2701482A1 (en) | TANDEM WING PLANE | |
| DE102009003084B4 (en) | Cladding for a buoyancy aid | |
| DE102014201040A1 (en) | aircraft | |
| DE102012002310A1 (en) | Airplane has wing that is arranged between inner sides of fuselages, and terminal portions of wing arrangement and wing that are arranged along XZ-plane of airplane-fixed coordinate system | |
| WO2011101275A1 (en) | Arrangement of aerodynamic auxiliary surfaces for an aircraft | |
| DE69310344T2 (en) | AIRCRAFT WITH AT LEAST TWO ENGINES FOR EVERY WING AREA | |
| DE102006025752A1 (en) | Method and apparatus for generating aerodynamic drag on an aircraft | |
| DE3150595C2 (en) | ||
| DE3626432C1 (en) | Vertical tail for aircraft with spreading rudder flaps | |
| DE29806346U1 (en) | plane | |
| DE102012023821A1 (en) | Airplane with at least two fuselages and two main wings | |
| DE102017128164B4 (en) | plane | |
| DE3909993A1 (en) | MULTIPLE WING, IN PARTICULAR AS A SHIP SAIL |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 8131 | Rejection |