DE3411425C2 - - Google Patents
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
- B64C31/028—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft einen variablen, flexiblen Hochauftriebs-
Schlitzflügel für Hängegleiter und Ultraleichtflugzeuge.
Die gegenwärtigen Hängegleiter und Ultraleichtflugzeuge sind wegen
ihrer großen Flügelfläche und Spannweite in böiger Luft schwer um
die Längsachse zu steuern, außerdem ist ihre Spanne zwischen Min
dest- und Reisegeschwindigkeit zu gering. Eine Verbesserung er
fordert, daß die benötigte Start- und Landegeschwindigkeit (ca.
20 km/h), und die Reisegeschwindigkeit (ca. 60 km/h) bei kleinerer
Flügelfläche, geringerer Spannweite, und mit weniger Leergewicht
als jetzt erreicht werden müssen.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Hängegleiter
und ein Ultraleichtflugzeug zu schaffen, der bzw. das bei verbes
serter Leistung kleinere Abmessungen aufweist und besser steuerbar
ist.
Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die Merkmale des Anspruchs 1.
Weiterentwicklungen des Gegenstandes des Anspruchs 1 sind in den
Unteransprüchen beschrieben.
Es wird erfindungsgemäß von der üblichen Delta-Nurflügelform ab
gegangen und zum Rechteckflügel mit Mehrfachprofil übergegangen,
wie es heute bei jedem Großflugzeug angewandt wird, unter Abwand
lung auf die speziellen Randbedingungen des Flugs der Hängegleiter
und Ultraleichtflugzeuge.
Die Aerodynamik von Mehrfachprofil-Flügeln mit Schlitzen zwecks
Auftriebserhöhung ist bekannt, (US-Z.: J. Aircraft, Vol. 12, No. 6,
Juni 1975, S. 501-530). So werden Auftriebskoeffizienten von ca.
3,5 erreicht, verglichen mit ca. 1,4 beim guten Einfachprofil. Ein
Hängegleiter, der heute etwa 16 m2 Flügelfläche braucht, kann bei
Benutzung dieser Mehrfachprofile mit einem Drittel der Flügelfläche
auskommen, was sich in Gewichtsverminderung und besserer Steuerbar
keit auswirkt. Ferner ist ein solcher Mehrfachflügel, im Vergleich
zum Einfachflügel (für den man einen Transportanhänger benötigt),
leicht in einzelne kleine schmale Teilflügel zu zerlegen, die auf
dem Autodach transportierbar sind.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist die bequeme Variabilität
dieses Mehrfachprofils im Fluge. Die Spannfäden enden nämlich nicht
am jeweiligen nächsten Nasenholm, sondern gehen durch feine Löcher
ins Innere dieser dünnwandigen Rohre. Dort sind sie zu Strängen
zusammengefaßt, die sich bis zum Piloten erstrecken. Durch Hebel
wirkung kann er diese Stränge straffen oder lockern. Zum Schnell
flug werden sie gestrafft, die Schlitze im Mehrfachprofil werden
enger oder verschwinden, und damit sinkt der Auftrieb. Dies ist
in Abb. 3 dargestellt. Umgekehrt ist es beim Langsamflug, siehe
Abb. 2. Der Pilot kann auch die Schlitze im linken Flügel anders
gestalten als die im rechten Flügel, woraus eine Querruderwirkung
resultiert. Dies alles wird mit einem Mehrgewicht von nur einigen
hundert Gramm (feine Pianodrähte oder dünnste Stahlseile) erzielt.
Die Teilflügel können eine überaus schlanke Streckung (1 : 18) auf
weisen, so daß sie zusammengenommen weniger Randwirbelverluste er
zeugen als ein Einfachflügel derselben Gesamtgröße und Flächenbe
lastung.
Da bei diesem Hochauftriebsprofil der Druckunterschied zwischen
Unterseite und Oberseite dreimal so groß ist wie beim Normal
profil, entstehen stärkere Wirbel an den Flügelenden. Diese Ver
luste kann man dadurch vermindern, daß man die Teilflügel ähnlich
wie die Endfedern bei Großvögeln, z. B. Adler, aufspreizt, wobei
immer der vordere Teilflügel höher liegt als der hintere. Da dies
jedoch für unsere Forderung nach leichter Transportabilität ein
Hindernis darstellt, wird erfindungsgemäß an das Ende eines jeden
Teilflügels eine senkrechtstehende Endscheibe angebracht, die nach
unten und nach oben übersteht. Der Teil der Endscheibe, der nach
unten übersteht, ist aus geschäumtem Polystyrol mit Glasfaser-
Harz-Überzug so profiliert, daß die von der Flügelunterseite nach
außen entweichende Luft einen Vortrieb erzeugt. Analog ist der
Teil der Endscheibe, der bei jedem Teilflügel nach oben über
steht, so profiliert, daß die Luft, die von außen auf die
Flügeloberseite strömt, einen Vortrieb erzeugt. Das heißt, die
Flügelspitzen-Wirbel werden in Vortrieb umgewandelt.
Die Erfindung wird in den Abb. 1 bis 3 anhand eines Ausfüh
rungsbeispiels näher erläutert.
Es zeigt
Abb. 1 einen Hängegleiter,
Abb. 2 das Gesamtflügelprofil bei geöffneten Schlitzen,
Abb. 3 das Gesamtflügelprofil bei weitgehend geschlossenen Schlit
zen.
In Abb. 1 ist ein sogenanntes Entenflugzeug 1 mit Doppelschlitz
flügel umfassend mehrere Teilflügel (2) gezeigt. Jedoch ist der
erfindungsgemäße Hochauftriebs-Schlitzflügel auch für einen Hänge
gleiter oder ein Ultraleichtflugzeug mit hintenliegendem Leitwerk
geeignet.
Das Gesamtflügelprofil ist, wie in Abb. 2 gezeigt, z. B. aus drei
Teilen zusammengesetzt. Der ganze Flügel des Flugzeugs besteht in
diesem Beispiel also aus 6 Teilen; je 3 Teile werden auf das zen
trale Kielrohr 3 links, je 3 Teile rechts aufgesteckt. Das Ganze
wird durch aushängbare Spanndrähte 4, durch den Spannmast 5, und
durch das Trapez 6 (in dem auch der Pilot 7 in seiner Liegeschürze
hängt) versteift.
Betrachten wir in Abb. 2 ein einzelnes Teilprofil, so zeigt dieses
einen Teilflügelquerschnitt bestehend aus dem lasttragenden Nasen-
Rohrholm (Leichtmetall oder KFK), der so geformt ist, daß er dem
Profil eine aerodynamisch-günstige Nase gibt. Auf Holme 8 mit
kreisrundem Querschnitt gibt man also aus Balsa oder aus Polyure
than-Hartschaum noch eine geformte Wulst 9 vorn dazu.
Das Ende des Profils wird von einem elastischen Leichtmetall
blech-Streifen 10 (AlMgZnCu) gebildet. Über das Ganze ist dünner,
fester Bespannstoff 11 (z. B. Spinakertuch aus Dralon) geklebt. Die
Endleiste 10 wird durch zahlreiche Spannfäden 12 nach hinten ge
zogen, diese Spannfäden sind durch den Holm 8 des nachfolgenden
Teilflügels geführt. Dadurch bildet sich, ohne die Luftkräfte, ein
symmetrisches Profil. Damit im Fluge durch die Luftkräfte ein
unsymmetrisches Profil mit höherem Auftrieb entsteht, besteht die
Flügeloberseite aus luftdichterem Stoff wie die Flügelunterseite,
d. h. der Fahrtwind drückt durch die untere Stoffbespannung gegen
die obere Stoffbespannung, die gleichzeitig vom Unterdruck auf der
Oberseite nach oben gesaugt wird, während die untere Bespannung
glatt bleibt.
Das Wegflattern der Teilflügel 2 nach oben wird durch die Spann
fäden 12 verhindert, die etwa alle 20 cm die Endleiste 10 zum
Nasenholm 8 des folgenden Teilflügels 2 ziehen. Die Spannfäden des
letzten Teilflügels sind durch den letzten, vierten Holm 13 ge
führt, der keinen Teilflügel mehr trägt, sondern allenfalls ein
kurzes Querruder 14. Dieser vierte Holm 13 dient als verstärkte
Quelle der Kutta-Joukowskyschen Zirkulationsströmung, seine auf
triebsverstärkende Wirkung ist aus den Aerodynamik-Büchern bekannt.
Der erfindungsgemäße Flügel besitzt einen Auftriebskoeffizient, der
etwa dreimal größer ist als der, den ein normales Einfach-Drachen
profil besitzt. Dadurch kann die Gesamt-Flügelfläche auf ca. 6
Quadratmeter vermindert werden, und die Spannweite auf ca. 6 m,
wodurch eine wesentlich effektivere Gewichtsverlagerungs-Steuerung
möglich wird.
Beim Abbau des Hängegleiters 1 zieht man, nach Aushaken der Spann
seile 4, die Flügelholme aus ihren Sockeln am Kiel 3 und rollt sie
zu einem Bündel zusammen; jeder Flügel 2 ist also jetzt ein 3 m
langes Bündel und besteht aus den 4 Holmen mit dem darumgewickelten
Stoff 11. Der Kiel 3 ist ebenfalls ca. 3 m lang, deshalb paßt das
ganze Flugzeug 1 bequem in einen 3 m-Packsack.
Claims (9)
1. Variabler flexibler Hochauftriebs-Schlitzflügel für Hängegleiter
und Ultraleichtflugzeuge, der
- 1.1 mindestens zwei Teilflügel (2) hat, wobei
- 1.1.1 die Teilflügel (2) ein gekrümmtes Mehrfachprofil bilden,
- 1.1.2 zwischen benachbarten Teilflügeln (2) Schlitze (15) vor handen sind und
- 1.1.3 jeder Teilflügel (2) im wesentlichen aus
- 1.1.3.1 einem Nasenholm (8),
- 1.1.3.2 einer schmalen flachen Endleiste (10)
- 1.1.3.3 und einer flexiblen Stoffbespannung (11) besteht,
- 1.2 und zahlreiche Spannfäden (12) aufweist,
- 1.2.1 die sich von jeder Endleiste (10) zum darauf folgenden Nasenholm (8) bzw. von der Endleiste des letzten Nasen holms (8) zum letzten, keinen Teilflügel (2) mehr tra genden Holm (13)
- 1.2.2 und weiter bis zum Piloten (7) erstrecken.
2. Schlitzflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die
Stoffbespannung (11) der Teilflügel (2) auf der Flügeloberseite
weniger luftdurchlässig ist als auf der Flügelunterseite.
3. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch
gekennzeichnet, daß die Schlitze (15) zwischen den Teil
flügeln (2) durch Lockerung oder Anspannung der Spann
fäden (12) von einer maximalen Weite bis auf Null veränderbar
sind.
4. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß der letzte Holm (13) auch in einer solchen
Lage zur letzten Endleiste (10) angeordnet ist, daß er als
Quelle für verstärkte Zirkulationsströmung um das Gesamtprofil
des Schlitzflügels dient.
5. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch
gekennzeichnet, daß der letzte Holm (13) als Halterung für
Klappen eines separaten Querruders (14) dient.
6. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch
gekennzeichnet, daß die Spannfäden (12) im Innern jedes
Nasenholms (8) zu Strängen zusammengefaßt sind.
7. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch
gekennzeichnet, daß jeder Teilflügel (2) an seinem äußeren Ende
aufgespreizt ist.
8. Schlitzflügel nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch
gekennzeichnet, daß am äußeren Ende jedes Teilflügels (2) eine
senkrecht nach oben und unten überstehende Endscheibe (16)
vorgesehen ist.
9. Schlitzflügel nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der
nach unten überstehende Teil der Endscheibe (16) aus geschäumten
Polystyrol mit Glasfaserharzüberzug und profiliert ausgebildet
ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19843411425 DE3411425A1 (de) | 1984-03-28 | 1984-03-28 | Faltbare variable hochauftriebs-schlitzfluegel fuer haengegleiter und ultraleichtflugzeuge |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19843411425 DE3411425A1 (de) | 1984-03-28 | 1984-03-28 | Faltbare variable hochauftriebs-schlitzfluegel fuer haengegleiter und ultraleichtflugzeuge |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3411425A1 DE3411425A1 (de) | 1984-12-20 |
DE3411425C2 true DE3411425C2 (de) | 1989-06-15 |
Family
ID=6231876
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19843411425 Granted DE3411425A1 (de) | 1984-03-28 | 1984-03-28 | Faltbare variable hochauftriebs-schlitzfluegel fuer haengegleiter und ultraleichtflugzeuge |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3411425A1 (de) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3509689A1 (de) * | 1985-03-18 | 1986-09-25 | NORAK Flugsegler GmbH, 6000 Frankfurt | Schlitzfluegel-flugzeug |
DE3708445A1 (de) * | 1987-03-16 | 1988-09-29 | Albrecht Prof Dr Fischer | Fluegel fuer ultraleichtflugzeuge |
DE3921606A1 (de) * | 1989-06-30 | 1991-01-03 | Erhard Prof Hoessle | Surf-, drachensegel oder dergleichen |
DE4031525A1 (de) * | 1989-10-28 | 1991-05-02 | Bautek Flachdachprodukte Gmbh | Haengegleiter |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2558992A1 (de) * | 1975-12-29 | 1977-07-07 | Rolf Woerner | Multitragfluegel fuer grossflugzeuge |
DE3024951A1 (de) * | 1980-07-02 | 1982-01-28 | Albrecht G. Prof. Dr. 4600 Dortmund Fischer | Ultraleichtes entenflugzeug |
-
1984
- 1984-03-28 DE DE19843411425 patent/DE3411425A1/de active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3411425A1 (de) | 1984-12-20 |
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