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Nurflügel-Leichtflugzeug
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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Nurflügelflugzeug, dessen Tragfläche
sowohl in der Drauf-, als auch in der Stirnansicht einen deltaförmigen Verbund zeigt,
wobei die umlaufende Hinterkante des Tragflügelverbunds stufen- bzw. hohlkehlenartig
ausgeformt ist.
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Nurflügelflugzeuge, die ihre flugmechanische Stabilität in allen Freiheitsgraden
durch entsprechende Auslegung eines Auftrieberzeugers erzielen, sind bekannt.
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Derartige Konfigurationen haben bei günstiger Auslegung eines konventionellen
Tragflügels gegenüber hilfs-flächenstabilisierten Systemen den Vorteil, geringere
Druck-, Reibungs- und Restwiderstände aus kleinerer umspülter Fläche bzw. aus dem
Fehlen von Verbindungselementen/-flächen aufzuweisen.
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Bei günstiger Auslegung eines Tragflügelverbundsystems zum Nurflügelflugzeug
können sich weitere Vorteile bezüglich einer Reduzierung des induzierten Widerstands
und aus der Möglichkeit ergeben, den Verbund so zu gestalten, daß er praktisch frei
von Wurzelbiege-/Torsionsspannungen bleibt und somit ein besonders geringes Strukturgewicht
zuläßt, Darüberhinaus kommt die tragflügelverbundspezifische, günstige Massenkonzentration
der anzustrebenden Wendigkeit eines Luftfahrzeugs entgegen und ermöglicht eine sehr
kompakte Bauweise.
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Eine kompromißfreie Nutzung dieser prinzipiellen Vorteile für ein
Nurflügelverbundsystem ist bei den bekanntgewordenen, verschiedenen Ausführungsformen
eines Verbunds nur unzureichend gelungen. Demzufolge konnten sich Nurflügelverbundsysteme
bisher weder im allgemeinen Bereich der Luftfahrzeuge, noch in Sonderbereichen durchsetzen.
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Hier will die vorliegende Erfindung Abhilfe schaffen.
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Aufgabe der Erfindung ist es, ein Nurflügelverbundflugzeug hoher mechanischer
Stabilität mit sicheren Flugeigenschaften und hoher Flugleistung durch eine besondere
Tragflügelausbildung mit maximalem Auftriebsbeiwert, geringem Widerstand im genutzten
Geschwindigkeitsbereich bei geringem Strukturgewicht zu schaffen.
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Die gestellte Aufgabe wird erfindungsmäßig durch ein Nurflügelverbundsystem
mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
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Um einen maximalen Auftriebsbeiwert des Flügels zu gewährleisten,
wird das Tragflügelprofil durch hohlkehlenartige bzw. stufenförmige Ausformung der
Hinterkante so modifiziert, daß sich hinter der umlaufenden Profilaustrittskante
ein - bezüglich seiner Schichtdicke - eingezogenes, turbulentes Nachlaufband ausbildet,
das durch seine Sogwirkung die Profilumströmung im Hinterkantenbereich noch einmal
beschleunigt.
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Die Druckverteilung so modifizierter Profile mündet für die Profilendkante
in einen negativen Druckbeiwert und zeichnet sich insgesamt durch einen gesteigerten
Anteil negativer Druckbeiwerte - gegenüber dem Normalprofil - aus.
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Diese Druckverteilung entspricht derjenigen, die netstünde, wenn man
ein Hilfsprofil in geeignetem Abstand unter der Hinterkante des Normalprofils anordnete.
Bekanntlich läßt sich durch eine derartige Maßnahme der aus den wölbungsabhängigen
Druckgradienten erzielbare Maximalauftriebsbeiwert des Hauptprofils bei gegebener
Anströmung zusätzlich steigern - zu Lasten des Hilfsprofilauftriebs. Neuere Untersuchungen
zeigen, daß die hohen Auftriebsbeiwerte solcher Spaltprofile im Gesamten zum größten
Teil vom Hauptprofil herrühren und widerlegen insoweit die Prandtlschen Annahmen
zum Spaltflügel. Ursache der gesteigerten Auftriebleistung des Hauptprofils ist
danach eine Steigerung der Strömungsgeschwindigkeit im Bereich der Hinterkante des
Hauptprofils durch das Geschwindigkeitsfeld des Hilfsprofils.
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Gleiches bewirkt die Modifikation für die erfindungsgemäße Konfiguration
im Sinne einer profilintegrierten Nachlaufbeschleunigang mit Sogeffekt ohne zusätzliche
Fläche. Die sog. Eutta- Joukowskysche Abflußbedingung ist dabei insofern erfüllt,
als sich - entsprechend den gesteigerten negativen Druckbeiwerten - die Stärke der
von dem Flügel entwickelten Zirkulation entsprechend der höheren Strömungsgeschwindigkeit
an seiner scheinbaren Hinterkante einstellt.
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Scheinbar tatsächliche Hinterkante ist die Modifikation insoweit,
als sich bekanntlich die tatsächlich wirksame Profilform nicht als die des Festkörpers
im Strömungsmedium, sondern als die tatsächlich umströmte einstellt - bekannter
vom nachteiligen Einfluß der Ablöseblasen hinter der Profileintrittskante dünner
Profile bzw.
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von Grenzschichtmaterialanwanderungen am Profilauslauf dicker Profile.
Dadurch, daß die Hinterkante bei dem erfindungsgemäden Auftriebserzeuger entsprechend
modifiziert ist, treten derartige Anwanderungen selbst bei sehr dicken Profilen
im Bereich kleiner Anstellwinkel - hier insbesondere symmetrische Profilschnitte
-nicht auf. Sie werden in den Nachlauf abgesaugt. Dadurch, daß die Hinterkante bei
dem erfindungsgemäßen Auftrieberzeuger zudem ohne Unterbrechung umläuft, ist zudem
gewährleistet, daß kein nachteiliger Druckausgleich durch freie seitliche Zuströmung
in den Nachlauf stattfindet.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, solche Profile
einzusetzen, bei denen oben erläuterte Wirkungen bereits in die Entwurfsparameter
eingeflossen sind.
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Neben einer Erhöhung des Auftriebsbeiwerts resultieren aus der Nachlaufbeschleunigung
weitere Vorteile bezüglich einer Reduzierung des Profilwiderstands der Konfiguration.
Bekanntlich neigt die Grenzschicht von Profilen mit großem negativen Druckgradienten
- hohem Auftriebsbeiwert - insbesondere bei großen Anstellwinkeln sowie bei kleinen
Anstellwinkeln in Verbindung mit großer Anströmgeschwindigkeit zu nachteiligem Verhalten.
Bei großem Anstellwinkel treten Rückströmungen der Grenzschicht aus dem Bereich
des positiven Druckgradienten in den des negativen mit entsprechender Profilverformung
- Ablöseneigung - auf, bei kleinen Anstellwinkeln und hoher Anströmgeschwindigkeit
ist dagegen vorzeitiges Ablösen im Bereich des Profilauslaufs mit entsprechend ausgeprägtem
"Totwasser" zu beobachten. Diese Erscheinungen führen bekanntlich zu Progressionen
des Profilwiderstands bzw. zu einer Minderung der Flugleistung. Derartige Nachteile
werden durch eine nachstrombedingte Beschleunigung der Strömung im Bereich der Profilendkante
vermieden.
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Um den Widerstand aus Auftrieb - induzierten Gesamtwiderstand -für
den erfindungsgemäßen Auftrieberzeuger klein zu halten, wird das Profil des hinteren,
oben gelegenen Flügels über die zum unteren Flügel verbindenden ringförmigen Tragflächenanteile
ohne Wechsel von Sog- und Druckseite beibehalten und erst bei etwa 75% der Spannweite
durch entsprechende Mischprofilierung in das Profil des unteren Flügels überführt.
Die Profilierung im Bereich der größten Spannweite erfolgt damit grundsätzlich anders
als bei einem Ringflügel bzw. den bekanntgewordenen Ausführungsformen von Tragflügelverbundsystemen.
Bei letzteren findet im Bereich der gröi3ten Spannweite am oder im gleichwie gestalteten
Verbund zweier Einzelflächen dort der entsprechende Profilwechsel statt bzw. es
münden die Einzelflächen ohne Profilwechsel in ein Verbindungselement - Kasten-/Rautenflügel.
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Die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Bereichs der größten Spannweite
hat gegenüber dem Bekannten mehrere Vorteile.
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Nach den Theorien zur Entstehung induzierten Widerstands setzt sich
dieser im Wesentlichen aus zwei Komponenten für eine planare Fläche in dreidimensionaler
Umströmung zusammen. Zum einen aus dem Widerstand des Randwirbels, der für eine
endliche Fläche die Folge großer Zirkulationsminderung des Flächenwirbels im Tragflächenendbereich
sein soll, wobei angenommen wird, daß eine Minderung der Zirkulation des Flächenwirbels
den Abgang eines Randwirbels bedingt, dessen Zirkulation der Minderung entspricht.
Darüberhinaus überlagern sich nach der Prandtlschen Modellvorstellung für einen
endlichen Flügel bei dreidimensionaler Umströmung die vom gebundenen Wirbel - Flächenwirbel
- induzierten Vertikalgeschwindigkeiten hinter der Fläche mit den zusätzlichen Vertikalgeschwindigkeiten
der freien Wirbel - Randwirbel - , wobei der gebundene Wirbel zusätzlich aufwärtsgerichtete
Geschwindigkeitskomponenten vor der Fläche induziert, während die entsprechenden
aufwärtsgerichteten Komponenten der freien Wirbel die Anströmung vor der Fläche
nicht beeinflussen. Dies führt nach Prandtl zu Zirkulationsdifferenzen des gebundenen
Wirbels über die Spannweite infolge unterschiedlicher effektiver Anstellwinkel,
wobei die Flächenendbereiche infolge geringen Abstands zum Kern der freien Wirbel
besonders betroffen sind. Nach den Wirbelsätzen bedingt auch eine
Minderung
der gebundenen Zirkulation innerhalb der Spannweite einen Abgang freier Wirbel,
deren Zirkulation der Minderung entspricht. Danach muß - soweit die gesamte Spannweite
von induktionsbedingten Zirkulationsminderungen betroffen ist - die Gesamtzirkulation
der freien Wirbel in gewissem Abstand stromabwärts der gebundenen Zirkulation über
der halben Spannweite entsprechen.
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Die gesamte Spannweite ist von Zirkulationsminderungen betroffen,
wenn im Bereich der größten Spannweite ein starker Randwirbel abgeht. Dies ist bei
den bekanntgewordenen Tragflächenkonfigurationen der Fall.
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Bei der erfindungsgemä3en Konfiguration liegt - in aerodynamischer
Hinsicht - der Verbund der Einzelflächen bei 70C/j der Spannweite, weil sich dort
die größte Zirkulationsdifferenz für den gebundenen Wirbel einstellt. Das hat den
Vorteil, daß die auf 70% der Spannweite abgehenden stärksten freien Wirbel - analog
zu einem Randwirbel - nur 70% des Abwindfeldes der Flächen negativ beaufschlagen.
Aufgrund der gegenüber einem Sinzelflügel zugunsten günstiger Massenkonzentration
erstrebten geringen Spannweite des Verbunds überlagern sich die Vertikalkomponenten
aus den freien Wirbeln im Bereich der halben Spannweite zudem noch wechselseitig.
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Zwar resultiert daraus ein geringer effektiver Anstellwinkel über
den mittleren Flächenbereich, dafür ist aber die Verteilung der induzierten Anstellwinkel
über 70% der Spannweite betragsmäßig nivelliert. Berücksichtigt man, daß nicht die
induzierten Anstellwinkel an sich, sondern deren betragsmäßiges Differieren über
die Spannweite den Abgang freier Wirbel durch Zirkulationsdiffrerenz des gebundenen
Wirbels bedingt, so stellt die erfindungsgemäße Ausgestaltung für ein kompaktes
Tragflügelverbundsystem die aerodynamisch günstigste Lösung zur Reduzierung induzierten
Widerstands dar. Insbesondere kann weitestgehend darauf verzicntet werden, den induzierten
Widerstand durch leistungsmindernde Flächeninterferenz - Doppeldeckerprinzip - klein
zu halten.
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Inwieweit ein hechturbulentes, schmales Nachlaufband aus den entsprechend
modifizierten Profilen Rolltendenzen des gesamten Ab-
windfeldes
durch Trennung der Stromlinien von Druck-/Sogseite entgegenzuwirken vermag und somit
ebenfalls den induzierten Widerstand klein hält, ist derzeit noch nicht ganz verstanden.
Folgt man der Glaukertschen Theorie zur Entstehung induzierten Widerstands, so beruht
dieser darauf, daß sich durch das notwendig für jede Tragfläche vorliegende Druckgefälle
Querströmungen über der Fläche ausbilden, die die Stromlinien von Druck- und Sogseite
in verschiedene Richtung ablenken. Treffen die Stromlinien hinter der - üblichen
- Profilendkante des Flügels zusammen, weisen sie verschiedene Geschwindigkeitskomponenten
bezogen auf die Richtung auf, wodurch die Strönungsteilchen in kreisende Bewegung
versetzt werden, zu einem spiralförmigen Ve-schlingen der Stromfäden anregen, was
schließlich über eine so erzeugte Instabilität des Abwindfeldes zu dessen Aufrollen
in zwei diskrete Einzelwirbel führt. Auch diese Darstellung wird von den experimentell
gefundenen Ergebnissen gedeckt.
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Trennt man die Stromlinien hinter der Profilendkante durch ein Nachlaufband
für eine gewisse Strecke, gleichen sich deren unterschiedliche Geschwindigkeitskomponenten
durch die zwischen ihnen liegende Turbulenz an - das Abwindfeld wird nach dieser
Theorie stabiler.
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Um das erfindungsgemäße, optimierte Tragflügelverbund3ystem im Sinne
eines Nurflügels ohne weitere, aerodynamische Hilfsflächen in allen Freiheitsgraden
zu stabilisieren, sind nur geringe Modifikationen erforderlich.
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Die Stabilisierung der Hochachse - Richtungsstabilität - folgt ohne
weiteres aus dem gepfeilten Vorflächenanteil sowie in geringerem Maße durch vertikale
Flächenanteile hinter dem Schwerpunkt.
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Die Stabilisierung um die Längsachse - Querstabilität - resultiert,
ohne zusätzliche Maßnahmen zu erfordern, aus der erheblichen V-Stellung des vorderen
Flächenanteils, wobei Überstabilität - wechselseitiges Rollen - durch die äußeren
Flächenanteile, die an großem Hebelarm Abtrieb erzeugen, sehr wirkungsvoll unterdrückt
wird.
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Die dynamische Stabilität - Dämpfung - um Hoch- und Längsachse resultiert
infolge der großen beteiligten Flächen - wie Modellversuche ergaben - günstig.
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Zur statischen Stabilisierung der Nickachse - Längs stabilität -wird
der vordere, untere Flächenanteil bis in den Bereich der Mischprofilierung so weit
gegenüber dem hinteren, oberen Flügel angestellt, daß sich - unter Berücksichtigung
der induzierten Vertikalkomponenten für das Gesamtsystem - eine Einstellwinkeldiffrenz
ergibt, aus der für den vorderen Flächenanteil der notwendige, höhere spezifische
Auftrieb resultiert. Dabei ist die entsprechende Differenz der Nullauftriebsrichtungen
so groß gewählt, daß sie durch Klappenfunktionen zur Steuerung am hinteren Flügel
nicht umgekehrt werden kann. Die Einstellwinkeldiffrenz ist fest. Diese Maßnahmen
entsprechen insoweit den heute anerkannten Voraussetzungen zur Nichachsenstabilisierung
von Systemen mit volltragender Vorfläche - Enten-Systeme.
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Anders als bei Enten-Systemen resultiert die Schwerpunktlage für das
erfindungsgemäBe Nurflügelverbundsystem nicht allein aus den entsprechenden Hebelarmen
für die jeweiligen Auftriebsresultierenden unter Berücksichtigung der Lage der Nickachse
zur Längsachse, sondern infolge des großen Abstandes der Auftriebsresultierenden
der vorderen und hinteren Flächenanteile zueinander über der Hochachse auch unter
Berücksichtigung dieses Umstands. (Von Schwerpunktlagen für Canard-Systeme, die
auf der Verbindungslinie der jeweiligen Kreuzungspunkte der schwenkenden Auftriebsresultierenden
angeordnet sind, un Druckpunktwanderungsinstabilität zu vermeiden ist hier abgesehen.).
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Dabei wird der Schwerpunkt des Gesamtsystems - in praxi durch entsprechende
Integration eines Rumpfes bzw. Ballastzugabe bei rumpfloser Ausführung - so gewählt,
daß der Ursprung der Auftriebsresultierenden der Vorfläche und der Systemschwerpunkt
bei lotrechter Projektion auf die Hochachse einen sehr geringen Abstand zueinander
aufweisen, wobei die Projektion des Schwerpunkts unterhalb der der Auftriebsresultierendzn
zu liegen kommt. Der Ursprung der Auftriebsresultierenden des hinteren Flächenanteils
liegt bei entsprechender Projektion auf die Hochachse oberhalb der Schwerpunktprojektion
und weist zu diesem einen wesentlich größeren Abstand auf als die Projektion des
Ursprung der Auftriebsresultierenden der Vorfläche,
Mit einer solchen
Schwerpunktlage für ein Tragflügelverbundsystem werden gegenüber Bekanntem erhebliche
Vorteile erzielt.
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Bekanntlich resultieren die rückführenden Momente bei Störungen der
Triminlage für konventionelle Nurflügel sowie für Canard- und Penaud-Systeme aus
Auftriebskraftdifferenzen an im Wesentlichen gleichbleibenden Hebelarmen - Neutralpunktansat
bezüglich der Druckpunktwanderung am Profil vorausgesetzt. Das erreichbare Stabilitatsmaß
ist derzufolge bei ge5ebenen, gleichbleibenden Eebelarmen auf die maximal sich einstellene
Auftriebskraftdifferenz beschränkt.
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ür die erfindungsgemäße Konfiguration resultiert das Stabilitätsmaß
dagegen bei anströmungsbedingten AusleBkungen aus der Urimmlage - bei festen Druckpunkten
- fast ausschließlich aus einer Hebelarmlängendifferenz, die bereits für Auslenkungen
um 1° so erheblich ist, daß die Konfiguration in kurzfristigen Anströmungsänderungan
als überstabil anzusehen ist. In längerfristigen Anströmungsveränderungen entspricht
das Flugverhalten dagegen dem von Systemen mit volltragender Vorfläche.
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In Verbindung mit den ausgeglichenen Flächenanteilen vor und hinter
dem Schwerpunkt - mit etwa gleichen Hebelarmen zugunsten ausgewogener Massendynamik
- ergibt sich aus der Hebelarmdifferenzstabilisierung für kurzfristige Anströmungsveränderungen
eine sehr vorteilhafte Flugeigenschaft: Fliegt das System beispielsweise in Trimmfluglage
in ein Strömungsgebiet größerer Aufwärtskomponente - dynamisch oder thermisch bedingta
Steigboe -, so werden infolge der dichten Staffelung praktisch alle Flächenanteile
zeitgleich zu gesteigertem Auftrieb akä tiviert. Drehtendenzen um die Nickachse
infolge einer unausgeglichenen, dem zusätzlichen Auftrieb unterschiedlich stark
entgegenwirkenden Massendynamik bleiben für das erfindungsgemäße tTurflügelflugzeug
mit zentralem Schwerpunkt praktisch aus. Geringe aufrichtende bzw. nickende Systembewegungen
aus nichtlinearem Auftriebszwachs infolge der Einstellwinkeldifferenz werden durch
die erläuterte Art der Längsstabilisierung wirksam zurückgeführt.
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Demzufolge steigt das System beim Durchflug eines Steigfeldes unter
Beibehaltung des geometrischen Anstellwinkels bzw. der jeweiligen Trimmfluglage;
die Flugbahn wird quasi paralellverschoben.
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Damit ist der Flugzustand in der Steigphase stationär darstellbar.
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Eine solche Flugeigenschaft hat den Vorteil, daß Widerstandspro gressionen
bzw. nachteilige Plugbahnverläufe wie sie unter gleichen Bedingungen - ohne Aussteuern
- für ein Penaud-System durch Wikken auf den Kopf und für ein Canard-System durch
aufrichtende Bewegungen - Progresssion des induzierten Widerstands/vier freie Flächenenden
hoher Zirkulation - entstehen, für das erfindungsgemäße Nurflügelflugzeug weitgehendst
ausbleiben. Die Flugbahn verläuft strömungsangepasst und widerstandsarm. Entsprechend
resultiert das Flugverhalten beim Durchflug von Strömungsfeldern mit gesteigerter
negativer Vertikalkomponente.
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Die dynamische Längsstabilität stellt sich infolge großer Dämpfungsflächen
vor und hinter dem Schwerpunkt als günstig ein.
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Wird das System als Ultra-Leicht-Flugzeug ausgelegt ist Mikro-Delphinflug
im Sinne von Farner - gerechnet und nachgewiesen für UL-Canard-Systeme - aufgrund
des geringen induzierten Widerstands besonders effektiv möglich.
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Um sichere Flugeigenschaften der erfindungsgemäßen Konfiguration zu
gewährleisten - insbesondere gute Stalleigenschaften aufgrund der zeitlich begrenzten
Überstabilität -, sind keine zusätzlichen Modifikationen oder Einrichtungen erforderlich.
Infolge der Einstellwinkeldifferenz ist im Stall allein die Vorfläche in ihrem mittleren
Bereich betroffen. Dem Stallieren der Fläche dort entspricht eine erhebliche Verkürzung
des Hebelarms sowie ein Verlust an Querkraft für diesen Hebelarm. Aufgrund der resultierenden
großen Momentendifferenz erfolgt eine schnelle und drastische Reduzierung des Anstellwinkels
durch Nickbewegung auf den Kopf. Der bis zum Wieder2nliegen der Strömung vertikal
zurückzuleDenle eg @er torfläche ist wobei infolge der dichten Staffelung im STergeleich
zu konventionellen Card-Sytetien wehr klein.
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Sin Stall wird derzufolge von der erfindungsgemäßen Konfiguration
zuerst schnell ur.l widerstandsa-m in oine sichere Trimmlage überführt.
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Aufgrund der günstigen Flächenkonfiguration um den zentralen Schwerpunkt
und der Tatsache, daß die Konfigurationsmitte auftriebsflächenfrei ist, läßt sich
ein Stall in Grundnähe- Landeanflug in dynamische Bodenturbulenz - durch entsprechenden
Klappenaussohlag in einen sicheren, steuerbaren Vorwärtssackflug überführen, ohne
ein Abkippen um Längs- oder Querachse befürchten zu müssen.
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In Sturzfluglagen werden die aufrichtenden Momente aus der Vorfläche
zusätzlich dadurch unterstützt, daß der wachsende Widerstand der Flachen in dieser
Lage Hebelarme zum Schwerpunkt aufweist, die ein aufrichtendes 1"moment aus Widerstand
gewährleistein.
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Um ein geringes Strukturgewicht bzw. hohe mechanische Belastbarkeit
des erfindungsgemäßen Auftrieberzeugers zu ermöglichen, bietet das nach aerodynamischen
Gesichtspunkten ausgelegte Tragflügelverbundsystem durch seinen strukturell steifen,
deltaförmigen Verband gute Voraussetzungen.
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Bei gelenkiger Ankopplung an einen Rumpf entstehen dort nur Quer-und
Längskräfte, insbesondere keine nachteiligen 'Surzelbiegespannungen. Mögliche Torsionsspannungen
werden durch die mehrfache "3inspannung" der Fläche - Rumpf-ringförmiger Übergang-Rumpf
- wirksam abgefangen.
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Jede Fläche kann im Bereich der größten Spannweite zum besseren Transport
nochmals unterteilt werden. Die dort zu integrierenden Verbindungselemente haben
im Wasentlichen nur Querkräfte aufzunehmen.
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Die Ausführung der erfindung sowie spezifische Wirkungen werden anhand
der nachfolgenden Abbildungen weiter erläutert. Es zeigen: Abb. 1: die Grundform
und ihre geometrische Herleitung Abb. 2: beispielsweise Profilmodifikation und ein
entsprechendes Strömungsbild (schematisch) Abb. 3: auftriebsbeiwert gegen Anstellwinkel
für symnetrisches Normal- bzw. modifiziertes Profil Abb. 4: Profilierung der Gesamtkonfiguration
Abb. 5, 6 und 7: Momente zur Längsstabilisierung Abb. 8: Stirnansicht der Rumpfintegration
für ein Doppelsitzer-Leichtflugzeug mit Schub-Prop.
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Die Grundform der rfindungsgemäßen Nurflügelverbundkonfiguration wird
geometrisch hergeleitet. Abb. 1 zeigt dies für eine Grundform, die sich in Modellversuchen
bewährt hat.
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Dabei wird ein symmetrischer Hohlkörper (1) mit deltaförmigem uerschnitt
(2), dessen größte Breite das fünffache seiner Höhe beträgt, zweimal paralell in
definiertem Abstand im Winkel von 45° geschnitten (3,3'), wobei die Schnittführung
im rechten Winkel zu der Symmetrieebene (4) des Körpers verläuft. Der Abstand der
Schnitte ist dabei als 45;;t der Höhe definiert und stellt die gleichbleibende Profiltiefe
dar.
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Bezüglich der Profilwahl geht die Erfindung davon aus, daß die Konfiguration
für ein Leichtflugzeug ausgelegt wird und Laminarprofile eingesetzt werden. aufgrund
der relativ kleinen Hebelarme über der Längsachse - bezogen auf die Profiltiefe
- werden druckpunktfeste Hochauftriebsprofile, z.B. von Liebeck L 1003 m mit cl
2,2, eingesetzt. Deren Modifikation erfolgt entsprechend der in Abb. 2 gezeigten
Möglichkeit (6) bei 5 bis 1o; der Profiltiefe - von hinten gemessen - in Abhängigkeit
vom Hinterkantenwinkel, so daß sich ein bei (7) schematisch gezeigtes Strömungsbild
einstellen kann.
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Abb. 3 zeigtc/ für ein symmetrisches Profil mit 5%-Modifikation. Dabei
weist das Normalprofil einer von 0,09 und das modifizierte Profil ein ##/#α
von 0,102 auf. Für den Profil widerstand ergab sich ein vernachlässigbar geringer
Zuwachs.
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Die Profilierung des Grundkörpers erfolgt entsprechend Abb. 4 in dem
Bereich (10) einheitlich, im Bereich (9) als Mischprofilierung und im Bereich (8)
wieder einheitlich, wobei letzterer die Einstellwinkeldifferenz sicherstellt.
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Aus Abb. 5 geht in vereinfachter, schematischer Darstellung hervor,
wie sich die Hebelarme (11, 12) bei Bewegungen des Systems um seine Nickachse -
hier übertrieben für 30° - zueinander verhalten bzw. in welchem MaBe die rückführenden
Momente auf einer differierenlen Längenänderung (13, 13') beruhen. Während der Vorflächenhebelarm
fast unveränderlich im Bereich der Anstellwinkel bleibt, zeigt der Hebelarm der
hinteren Flache erhebliche Zu- bzw.
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abnahme.
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Abb. 6 gibt die Momentendifferenz im Stall schematisch vereinfacht
wieder, wobei (13'') die Hebelarmlängendifferenz für die Vorfläche bezeichnet. Aus
der Abbildung ist auch ersichtlich, daß der von der Vorfläche bis zum Wiederanliegen
der Strömung vertikal zurückzulegende Weg denkbar gering ist. Werden Profile mit
Eigenschaften des L 1003 m eingesetzt, die abrupt stallieren und bereits bei 1/20
Anstellwinkelverringerung wieder ein komplettes Anliegen der Strömung ohne Hysterese
zeigen, ergibt sich das Stallverhalten als denkbar günstig. In odellversuchen erfolgten
absichtlich herbeigeführte Stalls ohne merkliche eduzierung des Gleitwinkels und
der Geschwindigkeit.
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Aus Abb. 7 ist ersichtlich, in welcher Weise bei Sturzfluglagen die
anwachsenden Profilwiderstände (14) - hier nur beispielhaft gezeigt - ein zusätzliches
aufrichtendes Moment über entsprechende Hebelarme (15. 15') für die erfindungsgemäße
Konfiguration sicherstellen und kurze Abfangwege ermöglichen.
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Abb. 8 zeigt eine beispielsweise Rumpfintegration in der Stirnansicht,
wobei eine zusätzliche konventionelle Seitenflosse als oberer Flächenanschluß, zur
Vermeidung von ertikalschwingungen der Flügel und als Antriebs träger dient. Durch
die Möglichkeit, die Schublinie des Antriebs momentenneutral durch das Zentrum der
Gesamtauftriebsresultierenden verlaufen zu lassen, ergibt sich eine hohe Sicherheit
für 0-g-Flugzustande.
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Die Steuerung um alle Achsen erfolgt durch gemischte Klappenfunktionen
an der hinteren Fläche, wie sie von konventionellen Nurflügeln bekannt ist. Für
kleine Systeme ergibt sich eine sehr günstige Gleitwinkelsteuerung durch entsprechende
Trimmung des Pilotengewichts.
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Die Fertigungsweise ist durch die Formgebung der Konfiguration bis
auf die ringförmigen Flächenteile in konventioneller Weise möglich. Die ringförmigen
Flächenanteile erfordern den Einsatz von Werkstoffen, mit den sphärische Krümmungen
zu realisieren sind - z.B. Faserverbundwerkstoffe.
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Die erfindungsgemäl3e Konfiguration ist nicht auf den Einsatz als
Leichtflugzeug beschränkt, sondern bietet aufgrund ihrer hohen mechanischen Stabilität,
der großen Längsetabilität, den geringen Gesamtwiderstand für alle Geschwindigkeitsbereiche
und aufgrund des ausgezeichneten Staliverhaltens die tföglichkeit, in vielan Bereichen
aerodynamischer Luftfahrzeuge eingesetzt zu werden.
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So stellt sich die Möglichkeit, bei Schubausfall in der Startphase
einen kontrollierten åacKflug einzuleiten, als ein beträchtlicher Sicherheitsgewinn
gegenüber konventionellen Systemen dar.
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Der Platzbedarf der erfindungsgemäßen Konfiguration betrsgt nur einen
Bruchteil von dem eines konventionellen Systems gleicher aerodynamischer Auftriebsleistung.
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Besondere Einsatzmöglichkeiten ergeben sich auch für den Bereich der
unbemannten Flugkörper. Zum einen ist es möglich, den kompletten Flügel in einfach
geteilter Form aus faserverstärkten Hartschaum zu formen und die Auftriebserzeuger
sehr raumgünstig zu stapeln, um sie bei Bedarf mit einer entsprechenden PTu'zlass
als Rumpf zum Einsatz zu bringen. Zum anderen ermöglicht die günstige aerodynamische
Auslegung relativ schwache Antriebe und offeriert die Möglichkeit, einen Reliefflug
- Daralellverschieben der Flugbahn in Abhängigkeit zur Xöhe über Grund - besonders
wendig durchzuführen.