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Nurfliigelellipsenringkonfiguration
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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flügelkonfiguration für den
Ultra-Leicht-Flugzeugbereich, Flugzeuge mit sehr geringer Flächenbelastung für kleine
Start-/ Landegeschwindigkeiten und einer Rüstmasse, die unter der des Piloten liegt,
sind seit wenigen Jahren bekannt. Sie zeigen Rogallo - Auftriebs erzeuger oder Flügelkonfigurationen
und -ausbildungen mit einer Auftriebsverteilung und Längsstabilisierung, die im
konventionellen Flugzeugbereich bewährt sind - Nurflügel mit kleinem Nasenwinkel,
Systeme mit rückwärtiger Stabilisierun:sfläche.
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Es hat sich jedoch gezeigt, daß auch mit den konventionellen Konfigurationen
nur geringe Leistungssteigerungen in bezug auf Strekkenleistungen möglich sind,
wenn nicht eine großflächige Steigfeldverteilung einen ausgeprägten Delphinflug
möglich macht.
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Dies beruht in erster Linie darauf, daß sich für UL-Tragflächen eine
gewisse Maxinalspannweite ergibt, deren berschreitung bei fester Bauweise ein zu
grobes trukturgewicht mit sich bringt und in semi-flexibler Bauweise bei Verzicht
auf eine zuerst widerstandsreiche Abspannung zu mangelnder Biege-/Torsionssteife
führt. Da zugunsten einer geringen Flächenbelastung auf kleine Profiltlefen verzichtet
werden muß, ergeben sich aus der Spannweite Streckungen, die bezüglich des induzierten
Widerstands sehr ungünstig sind. Zudem weisen UL-Flugzeuge bekannter Konfiguration
aufgrund der gedrungenen Auslegung, freier Konstruktionselemente und geringer Oberflächengüte
trotz des niederen Geschwindigkeitsbereichs vergleichsweise hohe Anteile an Schub-Druckwiderständen
am Gesamtwiderstand auf.
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Die mit verspannten Konfigurationen erreichten Gleitzahlen liegen
daher bei 15 und für konventionelle Ausführungen aufgrund des geringeren Restwiderstands
bei 18.
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Darüberhinaus hat sich gezeigt, daJ mit diesen Konfigurationen nur
eine geringe Verbesserung der Flugsicherheit erreichbar ist.
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Bekanntlich addieren sich Vertikal- und Horizontalkomponenten aus
Bodenturbulenzen entgegen der Flugrichtung weitaus häufiger ni rür konventionelle
systeme zu einer stallkritischen Anströ-
mung des UL-Flugzeuges,
da dessen Verluste an Bewegungsenergie in Turbulenzen aufgrund der großen Widerstandsfläche
in Verbindung mit der geringen Flugmasse beträchtlich sind.
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Darüberhinaus treten für Landegeschwindigkeiten zwischen 8 m/sec und
14 m/sec - Segel-/Motor-UL-Flugzeug - kritische Horizontalkomponenten aus Bodenturbulenzen
in Flugrichtung gleichfalls häufiger als üblich auf.
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Werden UL-Nurflügel bzw. UL-Systeme mit rückwärtiger Stabilisierungsfläche
zum Stall gebracht, sind große tragende Flächenbereiche von der Strömungablösung
betroffen, die durch den verringerten Auftrieb zwar Nickmomente zur Anstellwinkelverringerung
erzeugen, aber aufgrund des zusätzlichen Widerstandes den Verlust an Bewegungsenergie
für das UL-Flugzeug noch steigern, so daß eine in Bodennähe kritisch lange Beschleunigungs-
und Ab-Fangstrecke resultiert. Ein relativ stabiler Sackflug, wie er mit dem Rogallo-Auftriebserzeuger
erreicht werden kann, ist den angesprochenen Konfigurationen nicht möglich.
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Die Erfindung stellt sich daher die Aufgabe, eine Flügelkonfiguration
zu schaffen, die hohe Streckenleistungen für ein UL-System ermöglicht und den UL-spezifischen
Anforderungen an tallsicherheit optimal Rechnung trägt.
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Bei einer solchen Flügelkonfiguration sind eine Reihe von Forderungen
zu erfüllen, die in engem Zusammenhang miteinander sehen.
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So läßt sich die Streckenleistung für ein UL-Flugzeug, das aufgrund
des flächen- und massenbedingten geringen Geschwindigkeitspotentials den Steigleistungssystemen
zuzuordnen ist nur begrenzt durch Verringerung des Gesamtwiderstandes zur Verbesserung
der Gleitzahl steigern. Demzufolge kann eine wesentliche Verbesserung der Streckenleistung
nur dadurch erreicht werden, daß das UL-Flugzeug selbsttätig jede auftrieberzeugende
Strömungsveränderung im Medium zum Höhengewinn nutzt. Das setzt weiter voraus, daß
geringer Gesanitwiderstand insbesondere durch Eteduzierung des exponentiellauftriebsbeiwerteabhängigen
induvierten Widerstands erreicht wird. Schließlich müssen die genannten ForderunOen
unter den Bedingungen geringen Riistgewichts und maximaler Stallsicherheit erfolgt
werden können.
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Aus den gestellten Forderungen nach selbständiger Nutzung von auftriebsteigernden
Anströmungsbedingungen und Stallsicherheit ergibt sich jedoch eine gewisse Divergenz
für solche Flugkonfigurationen, die zur Stallsicherheit bei Auftriebsteigerungen
ein negatives Drehmoment um die Nickachse aufweisen wie Nurflügel und Konfigurationen
mit rückwärtiger Stabilisierungsfläche, da sie den Steigflug mit einer Systembewegung
auf den Kopf einleiten.
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Darüberhinaus stellt - neben den bereits erwähnten Schwierigkeiten
einer günstigen Streckung bezüglich des induzierten Widerstands in UL-Auslegung
- für diese Konfigurationen das Problem der Impulsdifferenz eine Verbesserung sowohl
der erzielbaren Streckenleistung als auch der Flugsicherhit in Frage, wenn man als
deren notwendige Voraussetzungen einen Mindestsystemimpuls berücksichtigt.
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Bekanntlich stellen sich für aerodynamische Systeme, die eine leichwie
gegebene potentielle Energie in Flugleistung umsetzen sollen, die stationär darstellbaren
Flugzustände - Gleiten, Kreisen in Thermik, Fliegen im Aufwind - als besonders verlustarm
bzw. als zur Ergänzung potentieller Energie nutzbar dar, während instationäre Flugzustände
aufgrund wechselnder Widerstandsprogressionen von Energieverlusten potentieller
und/oder kinetischer Art gekennzeichnet sind. Darüberhinaus sind es die stationär
darstellbaren Flugzustände, die wegen gleichbleibender Bedingungen einer Leistungsoptimierung
durch konstruktive Maßnahmen oder steuern besonders zagänglich sind. Demzufolge
ist fiir jede Flügelkonfiguration in Abhängigkeit zu Auftriebsfläche ein Systemimpuls
oder aber eine Längsstabilisierung erforderlich, die gewährleisten, daß wechselnde
Anströmungsbedingungen nur zu einem geringen Anteil instationäre Flugzustände hervorrufen.
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Für die genannten Konfigurationen bleiben - im Vergleich zum Segelflugzeug
ähnlicher Grundkonfiguration - die auftrieberzeugende Fläche und das Stabilitätsmald
gleich, der Gesamtwiderstand erfährt die Ub-spezifische Zunahme und der Systemimpuls
verringert sich wegen der kleinen Masse in Verbindung mit dem geringen (,eschwindigkeitspotential
auf einen Bruchteil.
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Demzufolge zein diese infiurtionen bereits bei maier
Turbulenz
ein Flugverhalten, das von einer außerordentlichen Zunahme instationärer Flugzustände
gekennzeichnet ist, weil bereits Anstellwinkelschwingungen größerer Intensität den
Systemimpuls überwinden und phygoide Stabilisierungsflugbahnen bewirken, deren Amplituden
wegen des geringen Impulses nicht nur erhebliche Maxima und Minima, sondern widerstands
bedingt auch steilere Flanken aufweisen, als sie bei einem konfigurationsähnlichen
Segelflugzeug selbst in starker Turbulenz auftreten.
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Zwar läßt sich dieser Impulsdifferenzeffekt in begrenztem Maße durch
eine Auslegung vermindern, die das Stabilitätsmaß verringert und den Amplitudenverlauf
abflacht, jedoch ist davon in gleicher Weise auch die Stallsicherheit nachteilig
betroffen.
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Demzufolge lassen sich die gestellten Forderungen, da Flugmasse sowie
Flächenbelastung für den UL-Bereich im Wesentlichen festliegen, durch Modifikationen
dieser Konfigurationen nicht erfüllen.
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Um in Hinsicht auf Stallsicherheit und IIöhengewinn in allen auftriebsteigernden
Anströmungsbedingungen Verbesserungen zu erzielen, ist es bekannt geworden, auch
im UL-Bereich Systeme mit volltragender Vorfläche einzusetzen. Zwar stellt sich
auch zur diese Systeme das Problem der Impulsdifferenz, es ist jedoch dadurch teilgelöst,
daß die Stabilisierungsphygoide mit einer aufrichtenden Bewegung beginnnt und durch
zwei Flächen mit Schwerpunkthebelarmen gedämpft wird, sodaß auftriebsteigernde Anströmungsbedingungen
selbsttätig zu einem gewissen Höhengewinn genutzt werden können. Darüberhinaus weisen
diese Systeme ein günstiges Stallverhalten auf, soweit nur die Vorfläche betroffen
ist. Nachteilig ist fiir diese Systeme aber eine geringe vrontal-/Vertikalboenfestigkeit,
die darauf beruht, daß sie sich über den langen Hebelarm der Vorfläche erheblich
aufrichten, was - neben Verlusten an Bewegungsenergie - nach Durchgang der Boe einen
langen abwärtigen Reaktionsweg der Vorfläche zu Anstellwinkelverringerung schafft,
dessen Überstreichen mangels hoher negativer Drehmomente aus dem Vorflügel zumindest
in Bodennähe einen kritisch langen .:itrlum erfordert. Ungünstig in hodenflihe ist
auch, daß diene 'y.,tt?me bei .;eiterisoen aus Turbulenzen erhebliche Giermomente
aus dem Vorflachenne auveirsen.
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Darüberhinaus haben diese Systeme aber einen konfigurationsspezifischen
Nachteil, der im Wesentlichen nur den UL-Bereich betrifft und seine Ursache im induzierten
Widerstand dieser Konfiguration findet.
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Bekanntlich kann man das Auftreten induzierten Widerstands nach den
ätzen zur Wirbel theorie zulässig auf Tragflächenbereiche beschränkt ansehen, wo
die Minderung einer gegebenen, flächengebundenen Zirkulation entsprechenden kinetischen
Energleabgang aus dem tragenden Wirbelsystem in freie, nach rückwärts abflieende
Wirbel bedingt. Sofern hohe Auftriebsbeiwerte vorliegen sind dies trotz halbelliptischer
Auftriebsverteilung mit geeigneter Nullüberlagerung die Tragflächenenden,an denen
die tragende Zirkulation gegen Null geht.
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Systeme mit volltragender Vorfläche weisen aufgrund der groben Differenz
der Nullauftriebsrichtungen bereits im Gleitflug ein hohes Zirkulationsniveau an
der Vorfläche auf, das bei einem Steigfeldeinflug nicht nur um den Beiwert gesteigert
wird, den die zusätzliche Vestikalkomponente des Steigfelds vorgibt, sondern eine
weitere Zunahme durch die aufricntende Systembewegung erfahrt. Damit kommen die
Auftriebsbeiwerte an vier Flächenenden in einen Bereich, für den sich die exponentielle
Zunahme des induzierten Widerstands sehr deutlich auswirkt und es resultieren vier
ausgeprägte Wirbelschleppen, in denen erhebliche kinetische energie vom System abgeht.
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Dieser Nachteil, der insbesondere den Steigleistungsbereich betrifft
und durch konstruktive Ma3nahmen nicht zu beseitigen ist, ïiii3t daher auch bei
diesen Systemen eine Erfüllung der Ausgangsforderungen nur als Kompromißlösung zu.
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Da sich die Wechselbeziehungen zwischen Streckung, Gesamtwiderstand,
Flächenbelastung, Systemimpuls und Stabilisierung fiir alle bekannten Konfigurationen
einstellen, sind die aufgezeigten Nachteile mit ihnen nicht zu beseitigen.
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Die erfindungsgema'3 gestellte Aufgabe wird im Wesentlichen durch
eine Nurflügelkonfiguration mit den kennzeichnenden Merkmalen aus Anspruch 1 gelöst,
die einen harmonisch gekrtimmten, nicht unterbrochenen Profilschnittverluf zun Hoch-,
uer- und l.ngsachse auSwe is t.
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Mit einer solchen Konfiguration läßt sich eine Längsstabilisierung
erreichen, die phygoide Flugbahnen bei wechselnden Anströmungskomponenten erst dann
erzeugt, wenn solche Anströmungen vorliegen, die das System bereits geringfiigig
aus einer Trimmlage gebracht haben, die durch den Winkel der Längsachse mit der
Wirkrichtung der Gewichtskraft definiert ist. In unkritischen Anströmungen steigt
und sinkt das System daher mit fast gleichbleibendem geometrischen Anstellwinkel.
Damit ist gewährleistet, daß sowohl Horizontal- als auch Vertikalkomponenten der
Anströmung, die zu Auftriebsteigerungen führen, eine Flugbahn zur Folge haben, die
stationär darstellbar ist. Gleiches gilt für Anströmungsveränderungen, die Auftriebsverluste
mit sich bringen.
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Demzufolge überwiegt auch in mäßiger Turbulenz bei UL-typischer Flächenbelastung
und Flugmasse der Anteil der stationär darstellbaren Flugzustände bei weitem, was
sich sowohl bezüglich des Höhengewinns beim Durchflug kleiner Steigfelder mit zusätzlichen
vertikalen oder horizontalen Anströmungskomponenen, als auch bez.iglich eines besonders
widerstandsarmen, weil strömungsangepassten Flugverhaltens leistungsfördernd auswirkt.
In Hinsicht auf den Widerstand wird diese flugeigenschaftsbedingte Leistungserhöhung
noch; gefördert durch einen geringen induzierten Widerstand der Konfiguration, der
auf dem Fehlen freier Flächenenden und auf der Tatsache beruht , daß die Stabilisierung
in allen Freiheitsgraden durch Flächen erfolgt, die am tragenden Auftrieb beteiligt
sind, sodaß schädliche Widerstandsflächen vermieden werden. Durch den selbsttragenden
Charakter der Konfiguration entfallen auch Konstruktionselemente, die als Restwiderstand
eingehen.
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Durch die erhebliche vertikale Staffelung der Profilschnitte ergeben
sich bei Auslenkungen des Systems aus der Trimmlage sehr wirksame Hebelarmlängenänderungen
der Auftriebsresultierenden über der Längsachse, die bei Stallerscheinungen durch
Widerstandskräfte mit Hebelarmen über der Hochachse in ihrer rückdrehenden Wirkung
unterstützt werden, Die nötigen Reaktionswege ier Flächen stellen sich aufgrund
der vertikalen Staffelung dagegen äu3erst klein ein, sodaß die Gesamtreaktion des
Systems auf Auslenkunren und Stalierscheinungen sehr scnneil erfolgt.
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Einen besonderen Vorteil bietet die Konfiguration dadurch, daß sie
aufgrund der harmonischen Flächen- und Massenverteilung und der Tatsache, daß das
Konfigurationszentrum flächenfrei ist, bei einer erheblichen Rückverlegung des Schwerpunkts
oder mittels Klappen erzeugten drastischen Auftriebsdifferenz über der Längsachse
in einen stabilen Sackflug mit einer 45 -Flugbahn übergeht, der aufgrund der Vorwärtsbewegung
noch steuerbar ist.
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Die Ausführung der Erfindung sowie die spezifischen Wirkungen und
Vorteile der Konfigurationsgestaltung werden zum besseren Verständnis nachfolgend
anhand der Zeichnungen näher erläutert.
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Es zeigen: Abb. 1 die Grundform und ihre geometrische Herleitung Abb.
2 die Ausgestaltung bezüglich Profilierung, Flächentiefe und Pfeilung Abb. 3 die
Ausgestaltung des Bereichs größter Spannweite Abb. 4 die schematisch dargestellte
Auftriebsverteilung über den Auftriebserzeuger Abb. 5, 6 und 7 die Kräfteverteilung
zur statischen Längsstabilisierung Abb. 8 die perspektivische Ansicht von Rumpfintegrationen
für ein Segel-/Motor-UL-Flugzeug mit geschlossener Kabine.
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Die Konfiguration stellt in flugmechanischer Hinsicht ein Nurflügelsystem
mit volltragender Vorfläche dar, wobei vorgesehen ist, daß diese für den UL-Bereich
unten liegt.
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Wie sich aus Abb. 2 und 3 ergibt, zeigt die Konfiguration in den annähernd
horizontalen Bereichen eine - schematisch dargestellte - Leistungsprofilierung (9),
die in den schwenkenden Außenbereichen (6) auf ein symmetrisches Verbindungsprofil
(7) mit ähnlicher Dickenrücklage einstrakt.
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Dadurch wird erreicht, daß im Schwenkbereich (6) eine kontinuierliche
Druckdifferenzumkehr der tragenden Leistungsprofilumströmung stattfindet. Dies entspricht
der üblichen, überlagernden Nullverteilung an einem planaren Flügel mittels Verwindung
des Außenbereichs, die eingesetzt wird, um für einen bestimmten Auftriebsbeiwert
eine ideale halbelliptische Auftriebsvertellung und somit geringeren induzierten
Widerstand für diesen !3eiwert zu erhalten.
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Wie aus Abb. 4 - in schematischer Darstellung - ersichtlich, schwenken
bei der erfindungsgemäßen Konfiguration die Auftriebskraftrichtungen (19) aus der
tragenden Translationsströmungsebene und es entsteht für alle Anstellwinkel bzw.
Auftriebsbeiwerte eine "vollelliptische" Auftriebsverteilung, die demzufolge für
alle vorkommenden Anstellwinkel den geringstmöglichen induzierten Widerstand liefert.
Zudem wird durch diesen flächengebundenen Schwenk der Auftriebsresultierenden ein
Effekt vermieden, der bei üblichen Flügeln darauf beruht, daß insbesondere bei großen
Anstellwinkeln die seitlich am Flächenende unbeeinflußt vorbeifließende Strömung
die gleiche Fließrichtung wie die druckdifferenznivellierende Ausgleichsströmung
über das freie Flächenende aufweist und damit begünstigend wirkt.
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Wegen des vergleichsweise niedrigen induzierten Widerstands der erfindungsgemäßen
Tragflügelausbildung kann das Verhältnis von Spannweite zu projezierter Flügelfläche
- Streckung - -ohne Nachteil zugunsten einer geringen Flächenbelastung klein ausfallen.
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Die daraus resultierende größere mittlere Fliigeltiefe lä13t Laminarprofilierung
auch im Ul-Geschwindigkeitsbereich zu, womit sich günstige Beiwerte für den Profilwiderstand
einstellen.
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Durch den Versatz aller Profilschnitte (9, 7) vom Nasenwinkel ausgehend
mit vertikaler Komponente nach rückwärts wird neben einem harmonischen Profilnasenverlauf
erreicht, daß die stärksten induzierten Geschwindigkeitsfelder über der Längsachse
den größten horizontalen und vertikalen Abstand zueinander aufweisen bzw. nicht
nachteilig interferrieren. Zugleich wird mit aiesem Profilschnittverlauf gewährleistet,
daß rückwärtige Flächenteile nicht von Abwindwirbelabgängen gestört werden.
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Interferenz im Bereich der größten Spannweite wird zum einen dadurch
vermieden, daß dort nur abgeschwächte Geschwindigkeitsfelder vorkommen und auch
keine wesentliche Querschnittsverengung für die Translationsströmung vorliegt. Zum
anderen ist dort (Abb. 3) für übereinanderliegende, leistungsprofilierte Flächen
teile ein horizontaler Versatz um über eine Profiltiefe vorgesehen. Der Anteil von
rnterferenzwiderstand am Gesamtwiderstand der Konfiguration ist dem3ufolge klein.
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Die statische Längsstabilisierung der Konfiguration erfolgt durch
Momente, deren rückdrehende Differenz im Wesentlichen auf Hebelarmlängenänderung
der Auftriebskräfte zum Schwerpunkt beruht.
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Abb. 5 gibt die ermittelten Auftriebs resultierenden der leistungsprofilierten
Einzelflächen (20, 21) und der zuzuordnenden Hebelarme (23, 22) zu einem Systemschwerpunkt
(24) - wie er sich bei erfolgter Gewichtstrimmung ergibt - für eine mittlere Trimmgleitlage
wieder. Die für eine Konfiguration mit volltragender Vorfläche notwendige Differenz
der Nullauftriebsrichtungen bzw. der höhere spezifische Auftrieb der Torfläche wird
bei der erfindungsgemäßen Konfiguration bei gleicher Profilierung der Leistungsflächen
durch eine strakende, positive geometrische Schränkung der vorderen Fläche (14 -
zur Darstellung vergrößert) erreicht, die über der Längsachse ihr Maximum findet.
Da die leistungsprofilierten Flächen bei allen Anstellwinkeln weitgehend identischer
Anströmung unterliegen, stellt diese geometrische Einstellwinkeldifferenz auch die
effektive dar. Dadurch, daß sie zum einen wegen der großen Schränkungsfläche und
zum anderen wegen der Stabilisierung durch Hebelarmlängenänderung statt durch Auftriebskraftänderung
in ihrem mittleren Betrag sehr klein ausfallen kann, weisen die Wirkrichtungen der
Auftriebsresultierenden der leistungsprofilierten Flächen (20, 21) annähernd Parallelität
auf. Damit wird erreicht, daß ein ständiges Ausgleichsschwingen um den Schwerpunkt,
wie es bei Konfigurationen mit großer Einstellwinkeldifferenz nur mangels wirksamer
Hebelarme über der Hochachse schwach auftritt, auch für die erfindungsgemäße Konfiguration
praktisch ausbleibt. Darüberhinaus gewährleistet die geringstmögliche instellwinkeldifferenz
in Verbindung mit einer fast ausgeglichenen Massenverteiltrng über der Längsachse
bei Triminlage (Abb. 5), die zudem in etwa auftriebsadaequat ist, daß Boen in Strömungsrichtung
gleich welcher Stärke zu einem Steigen des Systems ohne wesentliche, aero- oder
massendynamisch bedingte Trimmlagenänderung führen. Damit dieses leistungsfördernde
Flugverhalten auch fiir Auftriebsteigerungen aus Vertikalkomponenten der Anströmung
gewährleistet ist und um keine Kompromisse bezüglich der 'Rinstellwinkeldifferenz
eingehen zu müssen, ist vorgesehen, die ei5tuflgsfl;ichen mit dem Profil
1003(m)
von Liebeck auszustatten. Dieses Laminarprofil mit Widerstandsbeiwerten, die über
den gesamten Anstellwinkelbereich etwa gleich bleiben ist neben Druckpunktfestigkeit
dadurch besonders gekennzeichnet, daß mit steigenden Anstellwinkeln die Auftriebsbeiwerte
linear bis Ca2,2 zunehmen bis ein abruptes Stallieren erfolgt. Durch den Einsatz
dieses Profils wird zum einen erreicht, daß hebelarmbedingte Momente um den Schwerpunkt,
hervorgerufen durch gleichsinnige Druckpunktwanderungen bei Anströungsveränderungen
mit Vertikalkomponente vermieden werden und daß demzufolge alle unkritischen, auftriebsteigernden
Anströmungsveränderungen zu Höhengewinn bei weitgehend gleichbleibender Trimmlage
führen. Zum anderen ist durch den Einsatz dieses Profils gewährleistet, daß trotz
geringster Einstellwinkeldifferenz in kritischer Anströmung die Vorfläche der Konfiguration
über der Längsachse stalliert, bevor der Maximalauftriebsbeiwert am gesamten System
erreicht ist. Dies wird darüberhinaus auch da durch sichergestellt, daß die Vorfläche
aufgrund der geringeren plächentiefe (Abb. 2, 10, 11) die kleineren Reynolds hat.
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Wie sich aus den Abb. 5, 6, 7, - Trimmlage, Auslenkung zum Sturzflug,
Auslenkung zum überzogenen Flugzustand - im Vergleich ergibt, ändern Auslenkungen
aus der Trimmlage das stabilitätsbestimmende Hebelarmlängenverhältnis (22, 23) so,
daß außerordentlich hohe Rückführmomente entstehen. Auf die Darstellung von rückführenden
Momenten, wie sie sich aus der Schwerpunktlage unterhalb des Gesamtauftriebs und
Nickachse ergeben, wurde wegen des geringeren Einflußes dabei verzIchtet.
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Aus Abb. 6 geht - in schematischer Darstellung - hervor, daß das Moment
der hinteren Fläche gegen 0 geht, womit ein sehr schnelles Aufrichten gewährleistet
ist. Aus Abb. 7 ist ersichtlich, daß bei einem Stall durch aufrichtende Systembewegung,
die rückführenden Momente dadurch eine Verstärkung erfahren, daß sich das Moment
der Vorfläche durch Auftriebskraftverlust (21) und Hebelarmverkürzung drastisch
verringert und ein zusätzlicnes rückführendes Moment der Vorfläche aus dem Stallwiderstand
(25)resultiert. Damit und aufgrund des kleinen Reaktions-Weges der Vorfläc'ne zur
Anstellwinkelverringerung wird ein Stal äußerst schrell beend.t. Zusätzlich wirkt
sich ch ne i! nir}lt t
des Profils L100j(m) besonders ungünstig
auf einen widerstandsarmen Stallverlauf aus, die darin besteht, daß das Profil nach
einem Stall ein komplettes, hysteresefreies Anlegen der Strömung bei einer Anstellwinkelverringerung
von lediglich 1/20 ermöglicht.
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Bei Modellversuchen mit übersteigerter Einstellwinkeldifferenz zeigte
die Konfiguration ca. 1 Stall pro abgeflogene Systemlänge ohne wesentlich an Gleitwinkel
oder Fluggeschwindigkeit einzubüßen. Eine weitere Einstellwinkeldifferenzsteigerung
führte zu dem erwähnten Sackflug mit Vorwärtskomponente, der auch in Turbulenzen
stabil und steuerbar blieb.
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Sowohl der widerstandsarme Vorflächenstall als auch die Möglichkeit,
einen Komplettstall durch Horizontalboen in Flugrichtung wegen der Formgebung der
Konfiguration in Verbindung mit einer harmonischen Massenverteilung mit stabilem
Sackflug abzufangen, erhöhen die Flugsicherheit für ein UL-Flugzeug aus erläuterten
Gründen wesentlich gegenüber einem System mit herkömmlicher Auftriebskonfiguration.
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Die Fähigkeit der erfindungsgemäßen Konfiguration, alle - auch kurzfristige
- ltuttriebsteigerungen aus Vertikal-/Horizontalkomponenten der Anströmung ohne
ein Steuern und ohne Systembewegung um die Nickachse zum Höhengewinn wahrzunehmen,
stellt eine Leistungssteigerung mit erheblichen Auswirkungen für die Streckenleistung
bei boeigen oder von zerrissener Thermik gekennzeichneten Wetterlagen dar. Zudem
kommt durch dieses Flugverhalten ein Effekt zum Tragen, der nur im UL-Bereich Auswirkungen
hat. Er beruht im Wesentlichen darauf, daß bei Auftriebsteigerungen durch Vertikalboen
bei geringer relativer Fluggeschwindigkeit mit mäßigem Anstellwinkel der Auftrieb
erheblich nach vorne gekippt wird, woraus eine zusätzliche Kraftkomponente in Flugrichtung
resultiert. Bei bekannten UL-Konfigurationen kommt dieser effekt aufgrund des sich
ungünstig verändernden induzierten Anstellwinkels kaum zum Tragen. Bei der erfindungsgemäßen
Konfiguration liegt aber - wie erläutert - eine für alle Anstellwinkel gewährleistete
Nullauftriebsverteilung im bereich der größten iNpannweite vor, die diesbezüglich
wesentlich sdnsti-:er ist.
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Dadurch, daß die erfindungsgemäße Konfiguration sich in Vertikalboen
weder wesentlich aufrichtet noch den geometrischen Anstellwinkel verringert, kommt
der resultierende Zusatzvortrieb auch optimal zu Geltung.
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Die uerstabilität ist für die Konfiguration ohne weitere Maßnahmen
zum einen durch die Lage des Schwerpunkts unterhalb des Gesamtauftriebs und zum
anderen dadurch gegeben, daß die sich in ihrer Wirkung aufhebenden Krümmungen der
Leistungsflächenanteile Taumelschwingungen verhindern und der flachere, aber flächenmäßig
größere Einlauf der Vorfläche in den Schwenkbereich rückführende Momente liefert,
die die Stabilität auch bei starken Vertikalbeschleunigungen - sogenannten g-0-Bahnbewegungen
-gewährleisten.
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Die Richtungsstabilität ergibt sich für die Konfiguration ebenfalls
ohne zusätzliche Maßnahmen aus der bekannten Wirkung der "gepfeilten" Vorfläche
sowie aus dem Umstand, daß die größeren seitlichen Projektionsflächen hinter dem
Schwerpunkt liegen.
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Giermomente aus der Vorfläche werden daher wirkungsvoll unterdrückt.
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Die dynamische Stabilität in allen Freiheitsgraden resultiert durch
die wechselseitig dämpfende Wirkung fast symmetrisch um den Schwerpunkt angeordneter
Flächen bzw. Massen günstIg.
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Die Richtungsstabilität läßt sich zudem durch die - vorgesehene -
Integration eines strömungsgünstigen Rumpfes, wie Abb, 8 unten es in perspektivischer
Darstellung zeigt, noch steigern.
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Für diesen Fall übernimmt der Rumpf - wegen dann aufgehobener Formstabilitat
des Auftrieberzeugers - zusätzlich die Funktion.
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Vertikal schwingungen der leistungsprofilierten Flächenteile zu unterbinden
und die Einstellwinkeldifferenz stabil zu halten.
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Durch die Möglichkeit, eine Druckschraube (26) mit Schublinie momentenneutral
zum Auftrieb anzuordnen, ergibt sich neben einem günstigen Wirkungsgrad des Antriebs
hohe Sicherheit für einen Nut l-g-Zustand.
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Die Steuerung kann durch kombinierte Quer-Höhenruder, Störklappen
oder sonstige bekannte Einrichtungen erfolgen, deren Wirkung so aoestimmt ist, da(s
zeine umkehrung der Differenz der Nullauftrebsric?itun;-'en resultiert. Die giinstigs~e
Gleitwinkelsteuerllng
ergibt sich für die erfindungsgemäße UL-Konfiguration
durch Verschiebung des Pilotengewichts über der Längsachse, womit bei starker Rückverlegung
auch der erläuterte Sackflugzustand ausgelöst werden kann.
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Die Fertigungsweise ist für die Konfiguration durch die Formgebung
weitgehend festgelegt. Wie sich aus Abb. 1 ergibt, ist in Hinsicht mechanischer
Festigkeit ein geschlossener, sphärischer Ringhohlkörper gegeben. Die Flügelhaut
läßt sich in unterschneidungsfreien Formen segmentiert aus Faserverbundwerkstoffen
- insbesondere in gemischter CF/GFK-Bauweise - fertigen und durch Verklebung von
Flügelober- und -unterseite unter Einfügen eines entsprechenden Holmteiles zu zwei
oder vier Einzelsegmenten (Abb. 1, 15, 16; 17, 18) komplettieren, die mittels bekannter,
innenliegender Konstruktionselemente, die auf Zug-Druck-Spannung ausgelegt sind,
zum Gesamtkörper verbunden werden.
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Es ergibt sich dabei ein Gesamtverbund, der frei von üblichen Wurzelbiegespannungen
ist und außerordentliche Torsionssteife aus Formstabilität aufweist.
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Die Kräfteverteilung bei flugtypischen Belastungen ist durch ideale,
geschlossene Zug-Druck-Bögen für die Außenhaut gekennzeichnet, deren Spannungsübergänge
flach verlaufen, wobei die wirkenden Kräfte aufgrund des groben Abstandes der beanspruchten
Flügelhaut zur neutralen Faser gering bleiben.
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Da zudem die sphärische Oberflächenkrümmung in Verbindung mit dem
S-förmigen Rücken des erwähnten Leistungsprofils hohe Beulsteife für Druckspannungen
gewährleistet, kann die Flügelhaut ohne Nachteile - statt in Sandwich-Bauweise -
einschichtig gefertigt werden. Der Holm kann laminatfrei aus Hartschaum geschnitten
sein, da er nur die Funktion-hat, den Abstand der neutralen Faser zur Flügelhaut
sicherzustellen und keine Zug- oder Schubspannungen aufnehmen muß.
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Bei dieser Bauweise resultiert bei werkstoffgerechtem CF-Einsatz ein
realistisches Strukturgewicht mit Werten deutlich unter 3 daN/m² verbunden mit hoher
Oberflächengüte.
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Aufgrund der Segmentierung ergeben sich - in Verbindung mit dem geringen
Strukturgewicht - leicht handhabbare und transportgünstige Teilflächen, die am Boden
einfach komplettierbar sind.
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Der Einsatz der erfindungsgemäßen Konfiguration ist nicht auf den
UL-Bereich beschränkt. Durch das außerordentlich gute Stallverhalten in Verbindung
mit der Möglichkeit eines stabilen Vorwärtssackfluges läßt sich die Flugsicherheit
von Systemen, bei denen Schubausfall in der Startphase außerordentlich kritisch
ist, deutlich verbessern. Darüberhinaus bietet die Konfiguration die Vorteile eines
"Enten-Systems" bezüglich des gesteuerten Übergangs in den Steigflug durch Drehmomente,
die aus einer Auftriebskraftsteigerung resultieren und nicht aus Abtrieb an einer
rückwärtigen Stabilisierungsfläche. Sie ist diesen Systemen aber durch geringeres
Strukturgewicht, anstellwinkelunabhängige Nullüberlagerung, mögliche größere Profiltiefe
und optimale, selbsttätige Nutzung von Steigfeldern zum Höhengewinn im Durchflug
überlegen. Da die Konfiguration aerodynamisch und mechanisch eigenstabil ist, kann
vorgesehen werden, daß sie je nach Verwendungszweck mit unterschiedlichen Rümpfen
versehen wird, die in die komplette Konfiguration eingehängt werden und nur die
nötigen Übertragungselemente für die Steuerung aufweisen müssen.
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In Bereichen, wo ein geringstmögliches Strukturgewicht nicht erforderlich
ist, kann die Konfiguration in ihren leistungsprofilierten Flächenanteilen auch
geometrisch abwickelbar ausgeführt werden, ohne wesentliche aerodynamische Nachteile
hinnehmen zu müssen.