DE2804018C2 - Seitenleitwerk für ein Luftfahrzeug - Google Patents
Seitenleitwerk für ein LuftfahrzeugInfo
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- DE2804018C2 DE2804018C2 DE19782804018 DE2804018A DE2804018C2 DE 2804018 C2 DE2804018 C2 DE 2804018C2 DE 19782804018 DE19782804018 DE 19782804018 DE 2804018 A DE2804018 A DE 2804018A DE 2804018 C2 DE2804018 C2 DE 2804018C2
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
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- Machines For Laying And Maintaining Railways (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Seitenleitwerk für
ein Luftfahrzeug, insbesondere bei einer Delta-Konfiguration, das scheibenförmig ausgebildet und symmetrisch
zu beiden Seiten der Rumpflängsvertikalebene angeordnet ist
Ein derartiges Seitenleitwerk ist in der US-PS 26 49 265 beschrieben. Es handelt sich hier um einfache,
fest angeordnete Endscheiben mit hinterem Ruderteil.
Des weiteren ist in der GB-PS 6 64 058 unter anderem
ein um eine horizontale, quer zur Rumpflängsachse verlaufende Achse schwenkbares Seitenleitwerk enthalten, welches als solches optimal an die jeweilige
Machzahl angepaßt werden soll.
Durch die US-PS 31 04 079 ist ein Raumflugkörper bekannt geworden, der als Nurflügel-Flugzeug ausgebildet ist, welches am hinteren Ende der Antriebsfläche
beiderseits des Rumpfes um Horizontalachsen einschwenkbare Leitwerksteile besitzt, die nur beim
Erdflug ausgefahren werden.
Durch die DE-AS 1056482 der Anmelderin ist
bereits eine Leitwerksanordnung bekannt geworden, bei der schwenkbare Tragflächenteile am Flügelende in
einer senkrechten Ebene nach unten schwenkbar sind. Auch eine Schwenkung solcher Leitwerksanordnungen
an den Rügelenden um 45° ist bereits bekannt geworden. Aber auch diese Ausführungsformen gestatten keine extrem großen Anstellwinkel, vor allem nicht
bei Deltaflüglern im sogenannten »Post-Stall-Bereich«.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Seitenleitwerk vorzuschlagen, welches auch bei extrem
großen Anstellwinkeln hochwirksam bleibt. Diese Aufgabe ist dadurch gelöst, daß das Seitenleitwerk
gemlß Hauptanspruch ausgebildet ist. Die Hauptvorteile dieser Leitwerkskonfiguration bestehen darin, daß
auch bei extrem großen Anstellwinkeln ausreichende Giermomente erzeugt werden können, wodurch die
Richtungsstabilität erhalten und in besonderen Fällen eine gute Anpassung an den jeweiligen Flugzustand
bezüglich der Tragflächengeometrie erreicht wird.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Er.Hndung
sind in den Ansprüchen 2 bis 6 enthalten,
ίο Im übrigen ist die Erfindung anhand der folgenden Zeichnungsbeschreibung an Ausführungsbeispielen näher erläutert Es zeigt
F i g. 1 eine schematische Ansicht eines ersten Ausführungsbeispiels;
Fig.2 Einzelheit A gemäß Fig. 1 in schematischer
Darstellung;
F i g. 3 einen Schnitt entlang der Linie B-B gemäß Fig. 2;
Fig.4 eine Seitenansicht in schematischer Darstel
lung eines weiteren Ausführungsbeispiels in ver-
schwenkter Leitwerksstellung.
In dem Ausführungsbeispiel gemäß den F i g. 1 bis 3 sind bei einem strahlgetriebenen Flugzeug 10 an den
Tragflügeln U mit den Höhenrudern 12 sogenannte
Heckträger 13 angeordnet, deren Enden in zwei
Gabelzinken 13a und 13f> auslaufen. Diese Gabelzinken
nehmen eine horizontalliegende, quer zur Flugzeuglängsachse angeordnete Drehachse 16 auf, die ihrerseits
ein diskusförmig ausgebildetes Seitenleitwerk 14 auf
nimmt an dessen Ruder 17 eine Windfahne 15
angeordnet ist Das Seitenleitwerk 14 erzeugt dann unabhängig vom Rumpf-Anstellwinkel λ stabilisierende
Seitenkräfte bei Schiebeflug oder Seitenruderbetätigung.
Konventionelle Seitenleitwerke werden meist trapezförmig im Grundriß ausgebildet und starr auf dem
Rücken des Rumpfhecks angebracht Für den Flug bei hohen Anstellwinkeln ergeben sich hieraus einschneidende Nachteile. So wird z. B. das Seitenleitwerk vom
Rumpf und zum Teil vom Höhenleitwerk abgeschattet und gerät entsprechend der Steigerung des Winkels
mehr und mehr in das Nachlauffeld der Flügel-Rumpfund Höhenleitwerkskonfiguration. Dadurch verschlechtern sich entsprechend die jeweiligen lokalen Anström-
bedingungen des Seitenleitwerks, d. h. es ergeben sich
reduzierter Staudruck und adverse Seitenwinde; der
effektive Schiebewinkel am Seitenleitwerk wird kleiner
als der geometrische.
so steigendem Anstellwinkel des Rumpfes die effektive Streckung, wird die effektive Pfeilung der Flosse und
des Ruders erhöht und die Profilierung des Seitenleitwerks wird zunehmend ungünstiger (Profilaufbau
senkrecht zur Vorderkante, die allmählich zur Seiten
kante wird).
Aus dem vorher Gesagten geht eindeutig hervor, daß die Stabilitätsbeiträge des Seitenleitwerks im Schiebeflug bei hohen Anstellwinkeln mehr und mehr abgebaut
werden, wobei auch gleichzeitig die Seitenruderwirk
samkeit verlören geht
Um Flugkörper vom Anstellwinkel weitgehend unabhängig zu machen, wird also vorgeschlagen, das
Seitenleitwerk aus seiner herkömmlichen Lage zu entfernen und z. B. aus der Symmetrie-Ebene des
Flugkörpers zu bringen. Im gezeichneten Ausführungsbeispiel geschieht dies durch einen Heckträger 13.
Gleichzeitig wird zur Optimierung die Seitenleitwerksform so geändert, daß die bisherigen Nachteile des
trapezförmigen Grundrisses vermieden werden. Es wird
eine »Diskusform« in diesem Ausführungsbeispiel vorgeschlagen, wodurch eine radial orientierte Profilierung
möglich wird, die eine Unabhängigkeit vom Anstellwinkel gewährleistet
Die F i g. 4 zeigt eine weitere Variante, Hier wird das
Seitenleitwerk 14a mit einem deltaförmigen Grundriß zusammen mit den Rudern 18 und einer Windfahne 15a
um eine Achse 20 senkrecht zur Symmetrieebene des Flugzeugs 10 frei drehbar aufgehängt Die Windfahne κι
15 ist hinter dem Drehpunkt 20 des Leitwerks — beispielsweise am Seitenruder senkrecht zur Seitenleitwerksebene
— angebracht und dreht die Flosse 14 und damit das Ruder 12 stets so, daß ein konstanter Winkel
zwischen Anströmung und Vorderkante des Seitenleit- ιr.
werks bzw, der Drehachse des Ruders erhalten bleibt Dadurch wird nun gewährleistet, daß die effektive
Streckung und Pfeilung sowie korrekte Profilierung und Invarianz gegen den Anstellwinkel <x des Rumpfes 10
und gleichbleibende Seitenruderwirksamkeit konstant erhalten bleiben. Durch die freie Drehbarkeit des
Seitenleitwerks ist gesichert daß die Windfahne 15 keinen Einfluß auf die Längsstabilität hat da das von ihr
gelieferte Auftriebsinkrement unabhängig vom Anstellwinkel erzeugt wird.
Durch die vorgeschlagenen Maßnahmen wird nun ein hochwirksames Seitenleitwerk für alle Anstellwinkel
erreicht das frei von Abschirmungen ist und optimal in der Anströmung liegt
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (6)
1. Seitenleitwerk für ein Luftfahrzeug, insbesondere bei einer Delta-Konfiguration, das scheibenförmig ausgebildet und symmetrisch zu beiden Seiten
der Rumpflängsvertikalebene angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Seitenleitwerksflächen (14, i4a)um eine horizontale Drehachse (16, 20) quer zur Rumpflängsachse drehbar
gelagert sind.
2. Seitenleitwerk nach Anspruch t, dadurch gekennzeichnet, daß das Seitenleitwerk (14) diskusförmig ausgebildet ist, wobei die horizontale
Drehachse (16) im Zentrum des Leitwerks (14) angeordnet ist
3. Seitenleitwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Seitenleitwerk (14aJ delta-
bzw. trapezförmig ausgebildet ist, wobei die horizontale Drehachse (20) im vorderen, stumpfwinklig zulaufenden Bereich des Seitenleitwerks
(Ha^angeordnet ist
4. Seitenleitwerk nach den Ansprüchen 1 bis 3, gekennzeichnet durch die Zuordnung einer oder
mehrerer Windfahnen (15) die fest am Seitenleitwerk montiert sind
5. Seitenleitwerk nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß jede Seitenleitwerksfläche (14, t4a) in einem Heckträger (13) gelagert ist
6. Seitenleitwerk nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die horizontalen
Drehachsen (16, 20) mit der Rumpflängsachse in einer Ebene liegen.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19782804018 DE2804018C2 (de) | 1978-01-31 | 1978-01-31 | Seitenleitwerk für ein Luftfahrzeug |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19782804018 DE2804018C2 (de) | 1978-01-31 | 1978-01-31 | Seitenleitwerk für ein Luftfahrzeug |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2804018A1 DE2804018A1 (de) | 1979-08-02 |
DE2804018C2 true DE2804018C2 (de) | 1982-07-22 |
Family
ID=6030762
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19782804018 Expired DE2804018C2 (de) | 1978-01-31 | 1978-01-31 | Seitenleitwerk für ein Luftfahrzeug |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2804018C2 (de) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3015583C2 (de) * | 1980-04-23 | 1984-12-20 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Flugzeug mit Doppelleitwerk |
DE3030728C2 (de) * | 1980-08-14 | 1984-09-06 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Seitenleitwerk mit dreieckförmigem Grundriß für Luftfahrzeuge |
US4538779A (en) * | 1982-09-30 | 1985-09-03 | The Boeing Company | Caster type empennage assembly for aircraft |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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GB664058A (en) * | 1949-03-11 | 1951-01-02 | Leslie Everett Baynes | Improvements in high-speed aircraft |
DE1056482B (de) * | 1957-02-16 | 1959-04-30 | Messerschmidt A G | Einrichtung zur Verminderung der Neutralpunktswanderung bei Flug im UEberschall- undUnterschall-bereich |
US3104079A (en) * | 1960-10-07 | 1963-09-17 | William H Phillips | Variable-geometry winged reentry vehicle |
-
1978
- 1978-01-31 DE DE19782804018 patent/DE2804018C2/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2804018A1 (de) | 1979-08-02 |
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